考虑视场角约束的碰撞角控制预设性能制导律

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28764

飞行力学与制导控制

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考虑视场角约束的碰撞角控制预设性能制导律

李昊键¹^,², 刘远贺¹^,², 梁彦刚¹^,², 黎克波¹^,²()

^1.国防科技大学空天科学学院，长沙　410072
^2.空天任务智能规划与仿真湖南省重点实验室，长沙　410072

收稿日期:2023-03-30 修回日期:2023-04-24 接受日期:2023-05-15 出版日期:2023-08-15 发布日期:2023-05-17
通讯作者: 黎克波 E-mail:likeboreal@nudt.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(12002370)

Prescribed performance guidance law with field-of-view and impact angle constraints

Haojian LI¹^,², Yuanhe LIU¹^,², Yangang LIANG¹^,², Kebo LI¹^,²()

^1.College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 　410072，China
^2.Hunan Key Laboratory of Intelligent Planning and Simulation for Aerospace Missions，Changsha 　410072，China

Received:2023-03-30 Revised:2023-04-24 Accepted:2023-05-15 Online:2023-08-15 Published:2023-05-17
Contact: Kebo LI E-mail:likeboreal@nudt.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(12002370)

摘要/Abstract

摘要：

针对导弹打击非机动目标问题，提出一种基于预设性能控制理论且满足导引头视场角约束的碰撞角控制制导律。首先，设计一种预设时间性能函数，以实现对跟踪误差收敛时间和上下界的直接设置，并通过误差转换，将该性能边界约束下的跟踪误差控制问题转化为无约束稳定控制问题；其次，采用纯比例导引项加偏置项的制导模型，基于最优误差动力学方法设计偏置制导项，以控制转换误差使其有界，并保证跟踪误差总在性能边界内收敛，从而实现终端碰撞角约束；进一步基于所提制导律，对性能函数中的参数进行深入分析，给出合理取值范围；然后考虑导引头视场受限情况以及移动目标场景，分别引入辅助函数和预测命中点概念对制导律进行改进，以实现视场角约束与打击移动目标的拓展。最后通过数值仿真，验证了所提制导律的有效性。

关键词: 导弹, 碰撞角控制, 预设性能控制, 最优误差动力学, 视场角约束, 预测命中点

Abstract:

To address the problem of guided missiles against non-maneuvering targets， a prescribed performance guidance law with seeker Field-of-View （FOV） and impact angle constraints is proposed. Firstly， a prescribed time performance function is designed to enable direct setting of the convergence time， the upper and lower bounds of the tracking error. Through error transformation， the tracking error control problem under performance boundary constraints is transformed into an unconstrained stable control problem. Secondly， the guidance law is designed as the sum of a pure proportional guidance term and a bias term. The bias term is derived based on the optimal error dynamics method to control the transformation error within a bound， ensure that the tracking error consistently converges within the performance boundary， and ultimately achieve terminal impact angle constraint. Furthermore， based on the proposed guidance law， the in-depth analysis of the parameters in the performance function is conducted， and reasonable parameters ranges are provided. Moreover， considering seeker FOV limitation and moving target scenario， an auxiliary function and the predicted interception point concept are introduced to improve the guidance law respectively， which realize the FOV constraint and the extension of proposed law against moving target. Finally， the effectiveness of the proposed guidance law is verified through numerical simulations.

Key words: guided missiles, impact angle control, prescribed performance control, optimal error dynamics, field-of-view constraint, predicted interception point

中图分类号:

V448.2

李昊键, 刘远贺, 梁彦刚, 黎克波. 考虑视场角约束的碰撞角控制预设性能制导律[J]. 航空学报, 2023, 44(15): 528764-528764.

Haojian LI, Yuanhe LIU, Yangang LIANG, Kebo LI. Prescribed performance guidance law with field-of-view and impact angle constraints[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(15): 528764-528764.

图/表 14

图1

图2

图3

图4

表 1

主要仿真参数

变量名称	符号	数值	单位
导弹初始位置	（x_m0，y_m0）	（0，0）	m
目标初始位置	（x_t0，y_t0）	（5 000，0）	m
导弹速度	v_m	200	m/s
导弹初始速度前置角	φ_m0	30	（°）
比例导引系数	N	3	1
误差动力学系数	K	3	1
权重函数参数	n	5	1
上界预设性能函数参数	$χ u p$	0.4	1
下界预设性能函数参数	$χ l o w$	0.8	1
预设性能函数初值参数	λ₀	0.5	rad
预设性能函数终值参数	λ_f	0.01	rad

表 1

图5

表 2

图6

图7

表 3

图8

表 4

实际仿真参数

变量名称	符号	数值	单位
导弹质量	m	25	kg
参考面积	S_ref	0.11	m²
升力气动导数	$C L α$	0.3
零升阻力系数	$C D 0$	0.04
诱导阻力系数	$C D α$	0.003
海平面大气密度	ρ₀	1.24	kg/m³
密度缩放高度	y_s	7.142 9×10⁶	m
重力加速度	g	9.8	m/s²
导弹初始速度	v_m0	400	m/s

表 4

图 9

图 10

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

导弹编号	制导律	主要参数
导弹1	所提制导律	η=2， t_p=25 s
导弹2	CPPC-IACG	M_min=-1， M_max=1， λ_c0=0.09 rad， λ_c∞=0.01 rad， l=0.1
导弹 3	CPPC-IACG	M_min=-1， M_max=3， λ_c0=0.09 rad， λ_c∞=0.01 rad， l=0.1
导弹 4	OED-IACG	K=N=3

目标编号	目标速度大小v_t/（m·s^-1）	目标速度倾角φ_t/（°）
目标 1	10	0
目标 2	30	10

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