[发明专利]基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及系统

说明书

本发明属于制导与控制技术领域，公开了一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及系统，所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导系统包括：飞行器参数采集模块、动力学模型构建模块、中央控制模块、目标物信息采集模块、动力学模型分析模块、线性扩张设计模块、制导律设计模块、参数优化模块、滑模控制模块、数据存储模块、更新显示模块。本发明通过飞行器动力学模型实现对飞行器动力学模型对应的线性扩张状态观测器以及非奇异快速终端滑模约束制导律的设计；依据优化参数进行非奇异快速终端滑模控制，进行控制方法简便且能够实现精确控制，能够保证有限时间收敛，有效提高落角误差收敛速度和落点精度，具有广阔的应用前景。

技术领域

本发明属于制导与控制技术领域，尤其涉及一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及系统。

背景技术

目前，飞行器是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间飞行的器械飞行物。为了提升飞行器的使用效能，某些特殊任务要求制导律不仅能够实现高落点精度，还期望弹道末段满足特定落角，以实现水平打击或垂直返回等任务需求，需要研究在各种干扰偏差作用下实现落角快速收敛的高精度角度约束自适应制导技术。

滑模控制技术对于存在模型误差等强不确定性的复杂系统，具有较好的自适应性，因此在制导律设计中得到越来越多的应用。终端滑模控制方法相对于传统线性滑模面，能够使得系统模态实现快速收敛，当离系统平衡点距离较近时状态轨迹能够较快地向平衡点收敛，然而当轨迹离平衡点较远时，系统状态向平衡点收敛的速率较低。但是，现有的终端滑模制导律中的奇异和远离平衡点时收敛速度较慢，落角误差收敛速度和落点精度较差。因此，亟需一种新的角度约束制导方法。

通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：现有的终端滑模制导律中的奇异和远离平衡点时收敛速度较慢，落角误差收敛速度和落点精度较差。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及系统。

本发明是这样实现的，一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导系统，所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导系统包括：

飞行器参数采集模块、动力学模型构建模块、中央控制模块、目标物信息采集模块、动力学模型分析模块、线性扩张设计模块、制导律设计模块、参数优化模块、滑模控制模块、数据存储模块、更新显示模块。

飞行器参数采集模块，与中央控制模块连接，用于通过飞行器参数采集程序进行飞行器参数的采集，得到飞行器参数；所述飞行器参数包括飞行器的飞行高度、飞行器的飞行角度；

动力学模型构建模块，与中央控制模块连接，用于通过动力学模型构建程序进行动力学模型的构建，得到飞行器动力学模型；

中央控制模块，与飞行器参数采集模块、动力学模型构建模块、目标物信息采集模块、动力学模型分析模块、线性扩张设计模块、制导律设计模块、参数优化模块、滑模控制模块、数据存储模块、更新显示模块连接，用于通过中央处理器协调控制所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导系统各个模块的正常运行，包括：

(1)根据输入的被控制量和输出反馈量计算误差值；

(2)根据误差值计算误差变化率；

(3)利用模糊规则根据误差值和误差变化率对主控机的PID参数进行自适应整定，输出PID参数的变化量；

(4)根据所述误差值和误差变化率得到PID参数的初始值；

(5)在每次PID计算时根据所述PID参数的初始值和变化量得到PID参数值；其中，所述PID参数值的获取公式为：

K_p＝K_p0+ΔK_p；