[发明专利]一种导弹时变编队三维协同飞行控制方法

权利要求书

1.一种导弹时变编队三维协同飞行控制方法，其特征在于包括有下列步骤：

步骤一，建立时变的单枚导弹三维空间运动学模型；

任意一枚导弹的标识号，记为i；所述导弹i的三维空间运动学模型描述为：

XV_i表示导弹i的纵向飞行速度；

YV_i表示导弹i的侧向飞行速度；

ZV_i表示导弹i在垂直高度方向上的飞行速度；

V_i表示导弹i的飞行速度，所述

γ_i表示导弹i的飞行航迹角；

ψ_i表示导弹i的飞行航向角；

步骤二，设置导弹在干扰因素影响下的时变的导弹编队运动模型；

为了建立单枚导弹在多种不确定干扰因素影响下的运动模型，首先构建导弹i的三维空间模型的6个状态量，分别是：

第一个状态量用于记录导弹i的纵向位置x_i，记为

第二个状态量用于记录导弹i的纵向飞行速度XV_i，记为

第三个状态量用于记录导弹i的侧向位置y_i，记为

第四个状态量用于记录导弹i的侧向飞行速度YV_i，记为

第五个状态量用于记录导弹i的垂直高度z_i，记为

第六个状态量用于记录导弹i的垂直高度方向上的飞行速度ZV_i，记为

对步骤一中的公式(1)表征的导弹运动学模型两边进行微分，可以得到导弹三维空间模型为：

BXV_i为对XV_i微分处理后的纵向飞行速度；

AXV_i为导弹i在三维空间中纵向上的飞行加速度；

BYV_i为对YV_i微分处理后的侧向飞行速度；

AYV_i为导弹i在三维空间中侧向上的飞行加速度；

BZV_i为对ZV_i微分处理后的垂直高度方向上的飞行速度；

AZV_i为导弹i在三维空间中垂直高度方向上的飞行加速度；

b_i为导弹i的质量特性参数，所述m_i为导弹i的质量；

F_i,x为导弹i纵向上的控制力，简称为纵向控制输入；

F_i,y为导弹i侧向上的控制力，简称为侧向控制输入；

F_i,z为导弹i垂直高度上的控制力，简称为垂直高度控制输入；

D_i为导弹i受到的阻力；

g为引力常量；

d_i,X为导弹i在纵向上受到的外界干扰；

d_i,Y为导弹i在侧向上受到的外界干扰；

d_i,Z为导弹i在高度方向上受到的外界干扰；

由于在时变编队飞行过程中，导弹参数会由于受到外界大气风场干扰而具有不确定性，于是导弹i的质量特性参数表征为：

其中，表示导弹i的质量特性参数的已知部分，表示导弹i的质量特性参数受到外界大气风场干扰的未知部分；

将公式(2)变换为公式(4)，即导弹的三维空间运动模型改写为：

l_i,1＝cosγ_icosψ_i的旋转矩阵分量；

l_i,2＝cosγ_icosψ_i的旋转矩阵分量；

l_i,3＝-cosγ_i的旋转矩阵分量；

l_i,4＝sinγ_i的旋转矩阵分量；

l_i,5＝-cosψ_i的旋转矩阵分量；

l_i,6＝cosγ_isinψ_i的旋转矩阵分量；

DS_i,X表示导弹i在纵向上的等价干扰，且所述DS_i,X包括了导弹i在纵向上的参数不确定性和外界大气风场干扰；

DS_i,Y表示导弹i在侧向上的等价干扰，且所述DS_i,Y包括了导弹i在侧向上的参数不确定性和外界大气风场干扰；

DS_i,Z表示导弹i在垂直高度上的等价干扰，且所述DS_i,Z包括了导弹i在垂直高度上的参数不确定性和外界大气风场干扰；

导弹编队的领导者为一个虚拟领导者，用MD₀表示，其在坐标系中的位置为(x₀ y₀ z₀)，定义δ_i表示虚拟领导者MD₀和导弹i之间的位置偏差；所述δ_i＝[δ_i,x δ_i,y δ_i,z]＝[(x_i-x₀)(y_i-y₀) (z_i-z₀)]^T，在实际导弹编队飞行时，位置偏差δ_i会根据具体的实际飞行环境选取为连续光滑的时变函数，因此决定了属于同一编队中的所有导弹的队形是变化的；

δ_i,x表示虚拟领导者和导弹i纵向上的位置偏差；

δ_i,y表示虚拟领导者和导弹i侧向上的位置偏差；

δ_i,z表示虚拟领导者和导弹i垂直高度上的位置偏差；

上角标T表示坐标转置；

步骤三，建立导弹三维时变编队下的三维协同时变编队控制器；

对于单枚导弹i的三维协同时变编队控制器包括三个部分：纵向控制输入F_i,x，侧向控制输入F_i,y和垂直高度控制输入F_i,z；

纵向控制输入F_i,x满足公式(5)的设计：

t表示队形保持的当前时间；

c_i,x表示导弹i在纵向通道上的时变耦合因子；

表示时变耦合因子c_i,x的变化率；

c_x表示导弹i在纵向通道上的一个常量；

K_i,x表示导弹i在纵向通道上的反馈增益矩阵；

ξ_i,x表示导弹编队在纵向通道上的联合状态信息；

表示导弹i的纵向通道速度偏差的变化率；

表示导弹i在纵向通道上的自适应补偿控制输入；

PT_i,x表示导弹i纵向通道上的一个增益矩阵；

σ_i,x表示导弹i纵向通道上的一个正的常数；

s表示拉普拉斯算子；

f_i,x表示导弹i在纵向上的自适应补偿控制器参数；

侧向控制输入F_i,y满足公式(6)的设计：

c_i,y表示导弹i在侧向通道上的时变耦合因子；

表示时变耦合因子c_i,y的变化率；

c_y表示导弹i侧向通道上的一个常量；

K_i,y表示导弹i在侧向通道上的反馈增益矩阵；

ξ_i,y表示导弹编队在侧向通道上的联合状态信息；

表示导弹i的侧向通道速度偏差的变化率；

表示导弹i在侧向通道上的自适应补偿控制输入；

PT_i,y表示导弹i侧向通道上的一个增益矩阵；

σ_i,y表示导弹i侧向通道上的一个正的常数；

f_i,y表示导弹i在侧向通道上的自适应补偿控制器参数；

垂直高度控制输入F_i,z满足公式(7)的设计：

c_i,z表示导弹i在高度通道上的时变耦合因子；

表示时变耦合因子c_i,z的变化率；

c_z表示导弹i高度通道上的一个常量；

K_i,z表示导弹i在高度通道上的反馈增益矩阵；

ξ_i,z表示导弹编队在高度通道上的联合状态信息；

表示导弹i的垂直高度上的速度偏差的变化率；

表示导弹i在垂直高度上的自适应补偿控制输入；

PT_i,z表示导弹i高度通道上的一个增益矩阵；

σ_i,z表示导弹i高度通道上的一个正的常数；

f_i,z表示导弹i高度通道上的自适应补偿控制器参数。

2.根据权利要求1所述的导弹时变编队三维协同飞行控制方法，其特征在于：导弹时变编队控制器在外界风场扰动以及参数摄动影响下，能够很好地实现时变编队飞行。