徐啟云+王潔+王鵬飛+郝文淵??

摘要： 為了提高無人機導引律控制的穩(wěn)定性， 采用滑模變結(jié)構(gòu)導引律控制方法。 根據(jù)一定的假設條件， 建立無人機三自由度模型， 根據(jù)運動模型和初始狀態(tài)得到實際飛行軌跡。 由滑模變結(jié)構(gòu)導引律得到無人機的期望軌跡， 通過實際軌跡與期望軌跡之間的誤差來驅(qū)動控制。 仿真結(jié)果表明， 無人機在導引律控制過程中控制量變化平穩(wěn)， 驗證了該方法的有效性和合理性。

關(guān)鍵詞： 無人機； 相對運動模型； 滑模變結(jié)構(gòu)； 導引律

中圖分類號： V249文獻標識碼： A文章編號： 1673-5048（2017）01-0045-05[SQ0]

0引言

隨著新軍事變革的發(fā)展， 無人機憑借自身獨特優(yōu)勢[1]， 將成為未來戰(zhàn)爭的統(tǒng)治者。 無人機的導引控制是無人機發(fā)展的重要方向， 是目前控制領(lǐng)域的研究熱點。 導引控制中的外界擾動和參數(shù)攝動問題， 嚴重影響了無人機的進一步發(fā)展[2]。 目前， 無人機導引方法主要是比例導引法或者在比

例導引法基礎(chǔ)上改進的方法[3]。 隨著無人機作戰(zhàn)需求的不斷提高， 飛行包線越來越大， 傳統(tǒng)的小

擾動線性化導引方法已經(jīng)不能滿足需要。

為了提高無人機導引控制的穩(wěn)定性， 將變結(jié)構(gòu)理論應用于導引律設計中， 推導得到滑模變結(jié)構(gòu)導引律。

1數(shù)學模型

1.1無人機運動模型

無人機六自由度模型主要為質(zhì)心平動和繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學和運動學方程。 雖然六自由度模型比較全面， 但是涉及的因素較多， 模型解算非常困難。 為了便于仿真計算， 對模型進行簡化， 將導引過程分為側(cè)向平面和縱向平面的運動， 并假設：

3仿真結(jié)果與分析

3.1仿真初始條件

假設在側(cè)向平面內(nèi)， vct=250 m/s； Vc=250 m/s； 無人機與目標之間的初始視線角為φc0=-7.5°， 兩者之間的初始距離dc0=10 km； 無人機的初始航跡偏角ψ0=0； 目標的航跡角ψt0=π； 滑模控制器參數(shù)ξψ=12， τc=0.5， kψ=3， δc=10。

3.2仿真結(jié)果

通過仿真， 得到無人機的運動狀態(tài)和控制量的變化， 如圖3～7所示。

由圖3～7可知， 無人機在導引開始時運動狀態(tài)和控制量變化比較劇烈， 隨后變化逐漸平緩， 在20 s后， 導引控制器進入滑模面并平穩(wěn)滑動。

這是因為無人機不需要考慮飛行員的生理限制， 具備獨特的優(yōu)勢。 在導引初始階段充分利用無人機可用過載較大的特點， 使系統(tǒng)狀態(tài)迅速進入滑模面， 提高了無人機的機動性， 能夠及時把握戰(zhàn)機。 在進入到滑模面后， 無人機能夠在導引末端保持穩(wěn)定， 并較好地跟蹤過載指令。

3.3可行性分析

假設tf為無人機捕獲目標的時刻， 即無人機和目標相距1 km時刻， 定義無人機的能量消耗為

Y=∫tft0adt（18）

式中： a為無人機的加速度； t0為導引開始時刻。 分別得到傳統(tǒng)比例導引律控制方法和無人機滑模變結(jié)構(gòu)導引律控制方法的捕獲目標時間及能量消耗， 如表1所示。

4結(jié)論

將變結(jié)構(gòu)理論引入導引律的設計中， 解決了因模型信息未知和參數(shù)攝動引起的導引控制不穩(wěn)定問題， 提高了無人機導引控制的穩(wěn)定性， 改善了系統(tǒng)辨識能力， 弱化了導引律對模型的依賴。 通過仿真得到無人機的運動狀態(tài)和控制量變化曲線， 驗證了導引律優(yōu)化設計的有效性。

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