基于全驱系统方法的制导控制一体化设计

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28891

全驱系统理论及其在航空航天领域的应用专栏

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基于全驱系统方法的制导控制一体化设计

张宏岩¹^,², 王伟¹^,²(), 陈仕伟¹^,², 纪毅³, 刘佳琪¹^,²

^1.北京理工大学宇航学院，北京 100081
^2.北京理工大学无人机自主控制技术北京市重点实验室，北京 100081
^3.北京信息科技大学自动化学院，北京 100192

收稿日期:2023-04-20 修回日期:2023-05-17 接受日期:2023-06-15 出版日期:2024-01-15 发布日期:2023-06-27
通讯作者: 王伟 E-mail:wangweiyh@bit.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(52272358)

Integrated guidance and control design based on fully actuated system method

Hongyan ZHANG¹^,², Wei WANG¹^,²(), Shiwei CHEN¹^,², Yi JI³, Jiaqi LIU¹^,²

^1.School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China
^2.Beijing Key Laboratory of UAV Autonomous Control，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China
^3.School of Automation，Beijing Information Science and Technology University，Beijing 100192，China

Received:2023-04-20 Revised:2023-05-17 Accepted:2023-06-15 Online:2024-01-15 Published:2023-06-27
Contact: Wei WANG E-mail:wangweiyh@bit.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(52272358)

摘要/Abstract

摘要：

针对滑行转弯导弹拦截高机动目标的制导控制系统设计问题，提出了一种基于全驱系统和反步法相结合的制导控制一体化设计方案。首先，考虑目标的机动特性，建立了二阶严格反馈的制导控制一体化非线性模型，消除了中间过程量，简化了建模和计算过程。其次，设计降阶状态观测器，对包含目标未知机动、系统未建模部分、气动参数等扰动进行估计，并在控制器中进行前馈补偿。随后，基于高阶全驱系统方法，结合反步控制方法，设计具有拦截角度约束的制导控制一体化方案，使用极点配置方法，得到闭环系统控制系数矩阵，满足期望的系统性能。引入Lyapunov函数，证明闭环系统稳定性。最后，通过不同场景和对比仿真试验，证明了所设计的制导控制一体化方案的有效性、优越性和鲁棒性。

关键词: 高阶全驱系统, 制导控制一体化, 拦截角约束, 反步控制, 降阶状态观测器

Abstract:

Aiming at the problem of high frequency oscillation of instantaneous overload of high maneuvering target and uncertain time-varying of line-of-sight angle at the end of guidance， an integrated design scheme of guidance and control based on fully actuated system and backstepping method is proposed in this paper. Firstly， considering the maneuvering characteristics of the target， a second-order strict feedback guidance and control integrated nonlinear model is established， which eliminates the intermediate process quantity， simplifies the modeling and calculation process， and designs a reduced-order state observer to estimate and compensate the system disturbance. Secondly， under the framework of backstepping method， combined with the high-order fully actuated system method， the guidance control law with interception angle constraint is designed. Finally， the pole assignment method is used to obtain the control coefficient matrix of the closed-loop system， and the Lyapunov function is introduced to prove the stability of the system. The effectiveness， superiority and robustness of the designed guidance and control integration scheme are proved by different scenarios and comparative simulation experiments.

Key words: high-order fully actuated system, integrated guidance and control, interception angle constraint, backstepping control, reduced-order extended state observer

中图分类号:

V249.1

张宏岩, 王伟, 陈仕伟, 纪毅, 刘佳琪. 基于全驱系统方法的制导控制一体化设计[J]. 航空学报, 2024, 45(1): 628891-628891.

Hongyan ZHANG, Wei WANG, Shiwei CHEN, Yi JI, Jiaqi LIU. Integrated guidance and control design based on fully actuated system method[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(1): 628891-628891.

图/表 20

图 1

表 1

导弹和目标初始状态

参数	取值
初始弹目相对距离 $r 0 / m$	$5 000$
初始弹目视线角 $q 0 / (°)$	$30$
导弹初始位置坐标 $x M (0), y M (0) / m$	$0,0$
目标初始位置坐标 $x T (0), y T (0) / m$	$2 5003, 2 500$
导弹速度 $V M / (m ⋅ s - 1)$	$600$
目标速度 $V T / (m ⋅ s - 1)$	$300$
导弹初始弹道角 $θ M 0 / (°)$	$60$
目标初始航向角 $θ T 0 / (°)$	$0$
导弹初始攻角 $α 0 / (°)$	$0$
初始俯仰角 $ϑ 0 / (°)$	$0$
初始俯仰角速率 $ω z 0 / ((°) · s - 1)$	$0$

表 1

图 2

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

表 2

GTSMS控制器参数

$α 0$	$β 0$	$p 0$	$q 0$	$φ$	$γ$	$λ$	$η$
1	0.01	5	3	0.35	0.001	1	3

表 2

图 11

图 12

图 13

图 14

图 15

表 3

蒙特卡洛打靶试验仿真结果

统计指标	最大值	均值	标准差
导弹脱靶量/m	0.379 5	0.012 9	0.113 6
弹目视线角误差/ $(°)$	0.186 8	0.001 4	0.037 8

表 3

图 16

图 17

参考文献 29

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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

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Integrated guidance and control design based on fully actuated system method

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