一种基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法

1.本发明涉及大型飞行器控制的技术领域，具体涉及一种基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法。


背景技术：

2.随着科技不断地发展进步，侦察与拦截装备越来越先进，拦截精度越来越高，因此提高飞行器的操纵能力变得十分重要。十字形舵有利于对飞行器航向以及俯仰方向的直观操作，简化了飞行器的操纵性分析，其结构和布置相对简单，但为了得到更多的操纵性能，其只能通过加大舵叶面积来满足要求，将会带来超宽和舵机功率过大的不可靠因素，不符合可靠性要求，因此在此基础上提出了x形舵的设计研究，就操纵特性来说，无论是在垂直面还是水平面，x形舵都优于十字形舵易于保持飞行器在各种航速下的运动状态。然而目前的x形舵的舵机分配方案还不够成熟，偶尔会有一部分舵处于无任务或者超幅值的状态，尤其对于需要较大机动能力的飞行器来说，这种舵资源分配不均衡的问题更为突出，导致实际的飞行器控制效果不够理想。
3.基于上述问题，本发明人对飞行器的动态舵资源控制分配方案做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法。


技术实现要素：

4.为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，该方法中，基于飞行器的气动数据以及制导规律，得到飞行器的需用过载以及最大过载，从而确定飞行器在俯仰、偏航以及滚转方向上的最大舵偏角以及需用舵偏角，进而通过留下一定裕度的方法分别为俯仰通道、偏航通道以及滚转通道上分配舵偏转角；确定完舵偏角分配方案后，即可确定对四个操纵舵面的指令分配，并通过对舵指令的限幅以及引入上一时刻的舵指令对此时刻的舵指令进行优化，进而防止舵面偏转角过大或航向不准确的情况，起到对飞行器结构的保护作用，提高飞行器的稳定性和命中精度，具有有效性和可靠性，从而完成本发明。
5.具体来说，本发明的目的在于提供一种基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，该方法包括如下步骤：
6.s1：基于飞行器的气动数据和制导规律，实时获得飞行器的需用俯仰通道舵偏角δz、需用偏航通道舵偏角δy、需用滚转通道舵偏角δ
x
；
7.s2：基于滚转舵偏角的裕度c和满偏状况，获得可用偏航通道舵偏角δz′
、可用俯仰通道舵偏角δy′
和可用滚转通道舵偏角δ
x
′
；
8.s3：获得“x”型舵的四个舵指令，并对四个舵指令做第一次限幅，得到四个一次限幅舵指令；
9.s4：通过上一时刻的输出舵指令优化所述一次限幅舵指令，得到优化舵指令，再对所述优化舵指令进行第二次限幅，得到四个二次限幅舵指令；最后再获得输出舵指令，基于
该输出舵指令控制“x”型舵打舵工作，控制飞行器飞向目标。
10.其中，所述s2包括如下步骤：
11.步骤1：判断需用滚转通道舵偏角是否满偏；
12.其中，当|δ
x
|＞δ
max-c时，需用滚转通道舵偏角满偏；可用滚转通道舵偏角δ
x
′
的角度大小为δ
max-c，符号与δ
x
符号相同；
13.当|δ
x
|≤δ
max-c时，需用滚转通道舵偏角不满偏；可用滚转通道舵偏角δ
x
′
＝δ
x
；
14.步骤2：当需用滚转通道舵偏角满偏时，判断需用偏航通道舵偏角与偏航裕度的大小关系、判断需用俯仰通道舵偏角与俯仰裕度的大小关系；
15.其中，若|δy|≤c1，则可用偏航通道舵偏角δy′
＝δy，若|δy|＞c1，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为c1，符号与δy相同；
16.若|δz|≤c2，则可用俯仰通道舵偏角δz′
＝δz，若|δz|＞c2，则可用俯仰通道舵偏角δz′
的角度大小为c2，符号与δz相同；
17.步骤3：需用滚转通道舵偏角不满偏时，判断需用俯仰通道舵偏角是否满偏；
18.其中，当|δz|＞δ
zyavalid-c1时，需用俯仰通道舵偏角满偏；则可用俯仰通道舵偏角的角度大小为δ
zyavalid-c1，符号与δz相同；
19.此时，若|δy|≤c1，则可用偏航通道舵偏角δy′
＝δy，若|δy|＞c1，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为c1，符号与δy相同；
20.当|δz|≤δ
zyavalid-c1时，需用俯仰通道舵偏角不满偏；则可用俯仰通道舵偏角δz′
＝δz；
21.此时，若|δy|≤δ
yavalid
，则可用偏航通道舵偏角δy′
＝δy，若|δy|＞δ
yavalid
，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为δ
yavalid
，符号与δy相同；
22.其中，c表示飞行器滚转通道内舵偏角的最大值；
23.c1表示偏航通道内舵偏角的最大值；
24.c2表示俯仰通道内舵偏角的最大值；
25.δ
zyavalid
表示通过第一级舵指令分配后留给俯仰与偏航通道的舵偏角的最大可用值；
26.δ
yavalid
表示通过第二级舵指令分配后留给偏航通道舵偏角的最大可用值。
27.其中，飞行器滚转通道内舵偏角的最大值c的取值为3；
28.所述偏航通道内舵偏角的最大值c1的取值为2；
29.所述俯仰通道内舵偏角的最大值c2的取值为20；
30.所述δ
yavalid
通过下式(一)获得：
31.δ
yavalid
＝δ
zyavalid-|δz|-c1ꢀꢀ
(一)
32.所述δ
zyavalid
通过下式(二)获得：
33.δ
zyavalid
＝c
max-|δ
x
|；
34.c
max
＝c+c1+c2。
35.其中，对δ
yavalid
在(0,δ
max
)区间上进行限幅，即当δ
yavalid
超出(0,δ
max
)范围时，该δ
yavalid
取(0,δ
max
)中临界值；
36.优选地，当δ
yavalid
小于0时，将δ
yavalid
取值设置为0，当δ
yavalid
大于δ
max
时，将δ
yavalid
取值设置为δ
max
。
37.其中，在s3中，“x”型舵的四个舵指令通过下式(三)获得：
[0038][0039]
其中，a1表示第一个舵机的舵指令；
[0040]
a2表示第二个舵机的舵指令；
[0041]
a3表示第三个舵机的舵指令；
[0042]
a4表示第四个舵机的舵指令。
[0043]
其中，在s3中，对四个舵指令在(-δ
max
,δ
max
)区间上进行第一次限幅，即当舵指令超出(-δ
max
,δ
max
)范围时，该舵指令取(-δ
max
,δ
max
)中临界值；
[0044]
优选地，当舵指令小于-δ
max
时，将舵指令取值设置为-δ
max
，当舵指令大于δ
max
，时，将舵指令取值设置为δ
max
。
[0045]
其中，在s4中，所述优化舵指令通过下式(四)获得：
[0046][0047]
其中，da1表示第一个舵机的优化舵指令；
[0048]
da2表示第二个舵机的优化舵指令；
[0049]
da3表示第三个舵机的优化舵指令；
[0050]
da4表示第四个舵机的优化舵指令；
[0051]
a1′
表示第一个舵机的一次限幅舵指令；
[0052]
a2′
表示第二个舵机的一次限幅舵指令；
[0053]
a3′
表示第三个舵机的一次限幅舵指令；
[0054]
a4′
表示第四个舵机的一次限幅舵指令；
[0055]a1old
表示第一个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0056]a2old
表示第二个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0057]a3old
表示第三个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0058]a4old
表示第四个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0059]
incre表示舵指令更新的时间间隔。
[0060]
其中，在s4中，对四个优化舵指令在(-d,d)区间上进行第二次限幅，即当优化舵指令超出(-d,d)范围时，该优化舵指令取(-d,d)中临界值；
[0061]
优选地，当优化舵指令小于-d时，将优化舵指令取值设置为-d，当优化舵指令大于d，时，将优化舵指令取值设置为d；
[0062]
优选地，所述d表示四个通道内所能取的最大/最小值，其取值优选为125。
[0063]
其中，在s4中，所述输出舵指令通过下式(五)获得：
[0064][0065]
其中，a
1r
表示第一个舵机的输出舵指令；
[0066]a2r
表示第二个舵机的输出舵指令；
[0067]a3r
表示第三个舵机的输出舵指令；
[0068]a4r
表示第四个舵机的输出舵指令；
[0069]
da1′
表示第一个舵机的二次限幅舵指令；
[0070]
da2′
表示第二个舵机的二次限幅舵指令；
[0071]
da3′
表示第三个舵机的二次限幅舵指令；
[0072]
da4′
表示第四个舵机的二次限幅舵指令。
[0073]
本发明所具有的有益效果包括：
[0074]
(1)根据本发明提供的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，该方法将动态舵资源按滚转-俯仰-偏航多级分配，进行优先选择，并进行保护，根据通道实际舵资源消耗，及时把剩余可用资源分配至其它通道，并根据最大舵指令变化率以及最大舵指令进行双重保护。
[0075]
(2)根据本发明提供的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，能够精细化提升飞行器的操纵性能，提高飞行器的稳定性，进而提高飞行器的可靠性。
[0076]
(3)根据本发明提供的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，能够对存在硬件局限性的飞行器舵进行指令分配与保护，让有限的舵资源得到分配与利用，并对通过这种方法对舵加以保护提高使用可靠性与寿命。
附图说明
[0077]
图1示出根据本发明一种优选实施方式中基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法的整体逻辑图；
[0078]
图2示出实施例中两个飞行器获得的需用滚转通道舵偏角随时间变化示意图；
[0079]
图3示出实施例中两个飞行器获得的需用偏航通道舵偏角随时间变化示意图；
[0080]
图4示出实施例中两个飞行器获得的需用俯仰通道舵偏角随时间变化示意图；
[0081]
图5示出实施例中两个飞行器获得的用于控制第一个舵机舵指令随时间变化示意图；
[0082]
图6示出实施例中两个飞行器获得的用于控制第二个舵机舵指令随时间变化示意图；
[0083]
图7示出实施例中两个飞行器获得的用于控制第三个舵机舵指令随时间变化示意图；
[0084]
图8示出实施例中两个飞行器获得的用于控制第三个舵机舵指令随时间变化示意图；
[0085]
图9示出实施例中两个飞行器的飞行轨迹示意图。
具体实施方式
[0086]
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
[0087]
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0088]
根据本发明提供的一种基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，如图1中所示，该方法包括如下步骤：
[0089]
s1：基于飞行器的气动数据和制导规律，实时获得飞行器的需用俯仰通道舵偏角δz、需用偏航通道舵偏角δy、需用滚转通道舵偏角δ
x
；进一步获得“x”型舵的最大需用舵偏角δ
max
；
[0090]
其中，所述飞行器的气动数据为飞行器上搭载的传感器实时获得的数据，所述传感器如地磁传感器、惯导传感器、卫星接收机等，所述气动数据包括飞行器自身的速度、位置、姿态等信息，还可以包括弹目视线角等弹目相关信息；所述制导律可以选择本领域中任意制导律，如比例导引制导律等。
[0091]
将气动数据代入到制导律中即可获得飞行器在各个方向上的需用过载，基于飞行器上舵片的具体形状、面积等信息即可获得飞行器各个通道上的需用舵偏角。
[0092]
所述最大需用舵偏角δ
max
的获得方式为通过三个通道的舵偏角进行加和得到。所述大需用舵偏角δ
max
是标量，仅表示大小，不包含方向。
[0093]
本技术中优选地，所述飞行器上的舵为“x”型舵，所述“x”型舵是一种特殊类型的方向舵，其形状类似于字母x，两个对称的舵面组成一个x形结构。这种x型舵可以提供更大的侧向力和横向稳定性，减少导弹因为高速飞行时受到气流干扰导致的失控。同时，x型舵还可以通过改变各个舵面的角度来调整导弹的偏航、滚转和俯仰姿态，从而实现精确打击目标的目的。
[0094]
s2：基于滚转舵偏角的裕度c和满偏状况，获得可用偏航通道舵偏角δz′
、可用俯仰通道舵偏角δy′
和可用滚转通道舵偏角δ
x
′
；
[0095]
本技术中，通过设置该步骤2将动态舵资源按滚转-俯仰-偏航多级分配，进行优先选择，根据通道实际舵资源消耗，及时把剩余可用资源分配至其它通道，使得各个舵都能够在幅值范围内进行有效工作，避免舵机损坏。
[0096]
所述s2包括如下步骤：
[0097]
步骤1：判断需用滚转通道舵偏角是否满偏；获得可用滚转通道舵偏角δ
x
′
；
[0098]
其中，当|δ
x
|＞δ
max-c时，需用滚转通道舵偏角满偏；可用滚转通道舵偏角δ
x
′
的角度大小为δ
max-c，符号与δ
x
符号相同，本技术中的需用俯仰通道舵偏角、需用偏航通道舵偏
角、需用滚转通道舵偏角、可用偏航通道舵偏角、可用俯仰通道舵偏角和可用滚转通道舵偏角都是矢量，即包括角度大小也包括方向，所述符号是指方向符号，同为正或者同为负；
[0099]
当|δ
x
|≤δ
max-c时，需用滚转通道舵偏角不满偏；可用滚转通道舵偏角δ
x
′
与需用滚转通道舵偏角δ
x
一致，即δ
x
′
＝δ
x
；
[0100]
步骤2：当需用滚转通道舵偏角满偏时，判断需用偏航通道舵偏角与偏航裕度的大小关系、判断需用俯仰通道舵偏角与俯仰裕度的大小关系；进而获得可用偏航通道舵偏角δz′
和可用俯仰通道舵偏角δy′
；
[0101]
其中，若|δy|≤c1，则可用偏航通道舵偏角与需用偏航通道舵偏角δy一致，即δy′
＝δy，若|δy|＞c1则可用偏航通道舵偏角的角度大小为c1，符号与δy相同；
[0102]
若|δz|≤c2，则可用俯仰通道舵偏角与需用俯仰通道舵偏角δz一致，即δz′
＝δz，若|δz|＞c2，则可用俯仰通道舵偏角δz′
的角度大小为c2，符号与δz相同；
[0103]
步骤3：需用滚转通道舵偏角不满偏时，判断需用俯仰通道舵偏角是否满偏；进而获得可用偏航通道舵偏角δz′
和可用俯仰通道舵偏角δy′
；
[0104]
其中，当|δz|＞δ
zyavalid-c1时，需用俯仰通道舵偏角满偏；则可用俯仰通道舵偏角的角度大小为δ
zyavalid-c1，符号与δz相同；
[0105]
此时，若|δy|≤c1，则可用偏航通道舵偏角与需用偏航通道舵偏角δy一致，即δy′
＝δy，若|δy|＞c1，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为c1，符号与δy相同；
[0106]
当|δz|≤δ
zyavalid-c1时，需用俯仰通道舵偏角不满偏；则可用俯仰通道舵偏角与需用俯仰通道舵偏角δz一致，即δz′
＝δz；
[0107]
此时，若|δy|≤δ
yavalid
，则可用偏航通道舵偏角与需用偏航通道舵偏角δy一致，即δy′
＝δy，若|δy|＞δ
yavalid
，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为δ
yavalid
，符号与δy相同；
[0108]
其中，c表示飞行器滚转通道内舵偏角的最大值；
[0109]
c1表示偏航通道内舵偏角的最大值；
[0110]
c2表示俯仰通道内舵偏角的最大值；
[0111]
δ
zyavalid
表示通过第一级舵指令分配后留给俯仰与偏航通道的舵偏角的最大可用值；
[0112]
δ
yavalid
表示通过第二级舵指令分配后留给偏航通道舵偏角的最大可用值。
[0113]
优选地，所述飞行器滚转通道内舵偏角的最大值c的取值为3；
[0114]
所述偏航通道内舵偏角的最大值c1的取值为2；
[0115]
所述俯仰通道内舵偏角的最大值c2的取值为20；
[0116]
所述δ
yavalid
通过下式(一)获得：
[0117]
δ
yavalid
＝δ
zyavalid-|δz|-c1ꢀꢀ
(一)
[0118]
所述δ
zyavalid
通过下式(二)获得：
[0119]
δ
zyavalid
＝c
max-|δ
x
|；
[0120]cmax
＝c+c1+c2。
[0121]
优选地，对δ
yavalid
在(0,δ
max
)区间上进行限幅，即当δ
yavalid
超出(0,δ
max
)范围时，该δ
yavalid
取(0,δ
max
)中临界值。本技术中所述的限幅即为限定其允许的最大值和最小值，当取值超出该最大值或最小值限定的范围内时，用对应的临界值代替该取值。
[0122]
优选地，当δ
yavalid
小于0时，将δ
yavalid
取值设置为0，当δ
yavalid
大于δ
max
时，将δ
yavalid
取值设置为δ
max
，
[0123]
例如，当δ
yavalid
计算取值为22时，相应地δ
max
的取值为15，则将δ
yavalid
的取值更改为15。当δ
yavalid
计算取值为-4时，则将δ
yavalid
的取值更改为0。
[0124]
s3：获得“x”型舵的四个舵指令，并对四个舵指令做第一次限幅，得到四个一次限幅舵指令；
[0125]
优选地，“x”型舵的四个舵指令通过下式(三)获得：
[0126][0127]
其中，a1表示第一个舵机的舵指令；
[0128]
a2表示第二个舵机的舵指令；
[0129]
a3表示第三个舵机的舵指令；
[0130]
a4表示第四个舵机的舵指令。
[0131]
优选地，在s3中，对四个舵指令在(-δ
max
,δ
max
)区间上进行第一次限幅，即当舵指令超出(-δ
max
,δ
max
)范围时，该舵指令取(-δ
max
,δ
max
)中临界值；
[0132]
优选地，当舵指令小于-δ
max
时，将舵指令取值设置为-δ
max
，当舵指令大于δ
max
，时，将舵指令取值设置为δ
max
。
[0133]
s4：通过上一时刻的输出舵指令优化所述一次限幅舵指令，得到优化舵指令，再对所述优化舵指令进行第二次限幅，得到四个二次限幅舵指令；最后再获得输出舵指令，基于该输出舵指令控制“x”型舵打舵工作，控制飞行器飞向目标。
[0134]
在s4中，所述优化舵指令通过下式(四)获得：
[0135][0136]
其中，da1表示第一个舵机的优化舵指令；
[0137]
da2表示第二个舵机的优化舵指令；
[0138]
da3表示第三个舵机的优化舵指令；
[0139]
da4表示第四个舵机的优化舵指令；
[0140]
a1′
表示第一个舵机的一次限幅舵指令；
[0141]
a2′
表示第二个舵机的一次限幅舵指令；
[0142]
a3′
表示第三个舵机的一次限幅舵指令；
[0143]
a4′
表示第四个舵机的一次限幅舵指令；
[0144]a1old
表示第一个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0145]a2old
表示第二个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0146]a3old
表示第三个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0147]a4old
表示第四个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0148]
当第一次执行s3时，即不存在实际的上一时刻舵指令时，所述a
1old
、a
2old
、a
3old
、a
4old
取值为在上一个时刻保留的四个舵通道舵指令的数值。
[0149]
通过对上一个时刻舵指令以及这个时刻通过一系列算法得出的预估舵指令进行误差比较，相减得出来的值作为本时刻所得出来的预估舵指令添置偏置项，通过偏置项与预估舵指令的加和得出当前时刻更新的可用舵指令。通过这种方法能够提高更新的舵指令的精度，能够更好地对导弹进行舵的指令保护。
[0150]
incre表示舵指令更新的时间间隔，即获得相邻两组输出舵指令的时间间隔，其取值为0.001s。
[0151]
本技术中，输出舵指令是持续更新的，在获得当前时刻输出舵指令并据此控制舵机打舵工作时，还会存储一份该输出舵指令，以便于在下一时刻解算新的输出舵指令时，将存储的输出舵指令作为所述上一时刻的输出舵指令。
[0152]
优选地，在s4中，对四个优化舵指令在(-d,d)区间上进行第二次限幅，即当优化舵指令超出(-d,d)范围时，该优化舵指令取(-d,d)中临界值；
[0153]
优选地，当优化舵指令小于-d时，将优化舵指令取值设置为-d，当优化舵指令大于d，时，将优化舵指令取值设置为d；
[0154]
优选地，所述d表示四个通道内所能取的最大/最小值，其取值一般为125。本技术中通过设置上述两次限幅，能够剔除可能导致舵机摆动幅度过大的奇异值，确保舵指令分配的合理性和舵机的稳定性。
[0155]
(1)对于进行过舵指令分配过的飞行器，其会比未进行分配过的飞行器的耗能更低，能量更小。
[0156]
(2)考虑过舵指令分配的飞行器控制精度更高，这意味着飞行器的运动控制相应更好。
[0157]
优选地，在s4中，所述输出舵指令通过下式(五)获得：
[0158][0159]
其中，a
1r
表示第一个舵机的输出舵指令；
[0160]a2r
表示第二个舵机的输出舵指令；
[0161]a3r
表示第三个舵机的输出舵指令；
[0162]a4r
表示第四个舵机的输出舵指令；
[0163]
da1′
表示第一个舵机的二次限幅舵指令；
[0164]
da2′
表示第二个舵机的二次限幅舵指令；
[0165]
da3′
表示第三个舵机的二次限幅舵指令；
[0166]
da4′
表示第四个舵机的二次限幅舵指令。
[0167]
实施例
[0168]
s1：选择两个相同的带有“x”型舵的飞行器，在每个飞行器中都灌装相同的目标位置信息，在相同的外部环境下，在同一位置起飞，飞向同一目标，两个飞行器中灌装相同的制导律，并且搭载相同的传感器，进而获得相同的需用俯仰通道舵偏角δz、需用偏航通道舵偏角δy、需用滚转通道舵偏角δ
x
；进一步获得“x”型舵的最大需用舵偏角δ
max
；最大需用舵偏角δ
max
的获得方式为三个通道(俯仰、偏航、滚转)最大舵偏角的叠加值。
[0169]
在第一个飞行器中，将需用俯仰通道舵偏角δz、需用偏航通道舵偏角δy、需用滚转通道舵偏角δ
x
经过“x舵auv控制分配优化与容错控制方法研究//王小平.哈尔滨工程大学,2020.doi:10.27060/d.cnki.ghbcu.2020.000134.”中记载的方法处理后得到舵指令，输送给“x”型舵，并据此控制“x”型舵打舵工作，控制飞行器飞向目标。
[0170]
在第二个飞行器中，继续执行下述步骤：
[0171]
s2：基于滚转舵偏角的裕度c和满偏状况，获得可用偏航通道舵偏角δz′
、可用俯仰通道舵偏角δy′
和可用滚转通道舵偏角δ
x
′
；
[0172]
具体包括：
[0173]
步骤1：判断需用滚转通道舵偏角是否满偏；
[0174]
其中，当|δ
x
|＞δ
max-c时，需用滚转通道舵偏角满偏；可用滚转通道舵偏角δ
x
′
的角度大小为δ
max-c，符号与δ
x
符号相同；
[0175]
当|δ
x
|≤δ
max-c时，需用滚转通道舵偏角不满偏；可用滚转通道舵偏角δ
x
′
与需用滚转通道舵偏角δ
x
一致，即δ
x
′
＝δ
x
；
[0176]
步骤2：当需用滚转通道舵偏角满偏时，判断需用偏航通道舵偏角与偏航裕度的大小关系、判断需用俯仰通道舵偏角与俯仰裕度的大小关系；
[0177]
若|δy|≤c1，则可用偏航通道舵偏角与需用偏航通道舵偏角δy一致，即δy′
＝δy，若|δy|＞c1，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为c1，符号与δy相同；
[0178]
若|δz|≤c2，则可用俯仰通道舵偏角与需用俯仰通道舵偏角δz一致，即δz′
＝δz，若|δz|＞c2，则可用俯仰通道舵偏角δz′
的角度大小为c2，符号与δz相同；
[0179]
步骤3：需用滚转通道舵偏角不满偏时，判断需用俯仰通道舵偏角是否满偏；
[0180]
当|δz|＞δ
zyavalid-c1时，需用俯仰通道舵偏角满偏；则可用俯仰通道舵偏角的角度大小为δ
zyavalid-c1，符号与δz相同；
[0181]
此时，若|δy|≤c1，则可用偏航通道舵偏角与需用偏航通道舵偏角δy一致，即δy′
＝δy，若|δy|＞c1，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为c1，符号与δy相同；
[0182]
当|δz|≤δ
zyavalid-c1时，需用俯仰通道舵偏角不满偏；则可用俯仰通道舵偏角与需用俯仰通道舵偏角δz一致，即δz′
＝δz；
[0183]
此时，若|δy|≤δ
yavalid
，则可用偏航通道舵偏角与需用偏航通道舵偏角δy一致，即δy′
＝δy，若|δy|＞δ
yavalid
，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为δ
yavalid
，符号与δy相同；
[0184]
其中，所述飞行器滚转通道内舵偏角的最大值c的取值为3；
[0185]
所述偏航通道内舵偏角的最大值c1的取值为2；
[0186]
所述俯仰通道内舵偏角的最大值c2的取值为20；
[0187]
δ
max
的获得方式为通过叠加三个通道舵偏角的最大值；
[0188]
所述δ
yavalid
通过下式(一)获得：
[0189]
δ
yavalid
＝δ
zyavalid-|δz|-c1ꢀꢀ
(一)
[0190]
所述δ
zyavalid
通过下式(二)获得：
[0191]
δ
zyavalid
＝c
max-|δ
x
|；
[0192]cmax
＝c+c1+c2。
[0193]
且在执行上述步骤3时，对δyavalid在(0,δ
max
)区间上进行限幅。
[0194]
s3：通过下式(三)获得获得“x”型舵的四个舵指令:
[0195][0196]
其中，a1表示第一个舵机的舵指令；
[0197]
a2表示第二个舵机的舵指令；
[0198]
a3表示第三个舵机的舵指令；
[0199]
a4表示第四个舵机的舵指令。
[0200]
进一步地，对四个舵指令在(-δ
max
,δ
max
)区间上进行第一次限幅。
[0201]
s4：通过下式(四)获得优化舵指令：
[0202][0203]
其中，da1表示第一个舵机的优化舵指令；
[0204]
da2表示第二个舵机的优化舵指令；
[0205]
da3表示第三个舵机的优化舵指令；
[0206]
da4表示第四个舵机的优化舵指令；
[0207]
a1′
表示第一个舵机的一次限幅舵指令；
[0208]
a2′
表示第二个舵机的一次限幅舵指令；
[0209]
a3′
表示第三个舵机的一次限幅舵指令；
[0210]
a4′
表示第四个舵机的一次限幅舵指令；
[0211]a1old
表示第一个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0212]a2old
表示第二个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0213]a3old
表示第三个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0214]a4old
表示第四个舵机的上一时刻的输出舵指令；
[0215]
当第一次执行s4时，即不存在实际的上一时刻舵指令时，所述a
1old
、a
2old
、a
3old
、a
4old
取值为0。
[0216]
incre的取值为0.01；
[0217]
对四个优化舵指令在(-d,d)区间上进行第二次限幅，
[0218]
所述d的取值为125；
[0219]
通过下式(五)获得输出舵指令：
[0220][0221]
其中，a
1r
表示第一个舵机的输出舵指令；
[0222]a2r
表示第二个舵机的输出舵指令；
[0223]a3r
表示第三个舵机的输出舵指令；
[0224]a4r
表示第四个舵机的输出舵指令；
[0225]
da1′
表示第一个舵机的二次限幅舵指令；
[0226]
da2′
表示第二个舵机的二次限幅舵指令；
[0227]
da3′
表示第三个舵机的二次限幅舵指令；
[0228]
da4′
表示第四个舵机的二次限幅舵指令。
[0229]
将所述四个输出舵指令输送给“x”型舵，并据此控制“x”型舵打舵工作，控制飞行器飞向目标。
[0230]
从启控时起，所述第一个飞行器和第二个飞行器实时器获得的需用滚转通道舵偏角如图2中虚线所示，需用偏航通道舵偏角如图3中虚线所示，需用俯仰通道舵偏角如图4中虚线所示。
[0231]
从启控时起，所述第二个飞行器获得的可用滚转通道舵偏角如图2中实线所示，可用偏航通道舵偏角如图3中实线所示，可用俯仰通道舵偏角如图4中实线所示。
[0232]
从启控时起，所述第一个飞行器获得的第一个舵机的舵指令如图5中点划线所示；所述第一个飞行器获得的第二个舵机的舵指令如图6中点划线所示；所述第一个飞行器获得的第三个舵机的舵指令如图7中点划线所示；所述第一个飞行器获得的第四个舵机的舵指令如图8中点划线所示；
[0233]
从启控时起，所述第二个飞行器获得的第一个舵机的输出舵指令如图5中实线所示；所述第二个飞行器获得的第二个舵机的输出舵指令如图6中实线所示；所述第二个飞行器获得的第三个舵机的输出舵指令如图7中实线所示；所述第二个飞行器获得的第四个舵机的输出舵指令如图8中实线所示。图中的转折点是分别在1s、2s、以及3s时对不同的输入信号进行了指令分配以及保护，也就是在转折点时会输入不同大小的信号，以此突出本技术中制导控制方法的有效性。
[0234]
所述第一个飞行器和第二个飞行器的飞行轨迹如图9中所示。
[0235]
基于上述图2至图9可知，本技术提供的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法能够实时将第二个飞行器的动态舵资源按滚转-俯仰-偏航多级分配，进行优先选择；根据通道实际舵资源消耗，及时把剩余可用资源分配至其它通道，并根据最大舵指令变化率以及最大舵指令进行双重保护，使得飞行器具有平稳的飞行轨迹，最终准确命中目标。而传统的控制方案使得第一个飞行器的飞行轨迹不够平稳，最终命中精度较差。通过图9可以看出，在飞行器需用过载偏大时，舵指令的分配与保护方法能够使飞行器的过度更为平缓，因此在整个过程中延长舵面的寿命与机能，从而使实际过程中的飞行器机能减小更为缓慢，提高精确命中目标的可靠性。
[0236]
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：s1：基于飞行器的气动数据和制导规律，实时获得飞行器的需用俯仰通道舵偏角δ
z
、需用偏航通道舵偏角δ
y
、需用滚转通道舵偏角δ
x
；s2：基于滚转舵偏角的裕度c和满偏状况，获得可用俯仰通道舵偏角δ
z
′
、可用偏航通道舵偏角δ
y
′
和可用滚转通道舵偏角δ
x
′
；s3：获得“x”型舵的四个舵指令，并对四个舵指令做第一次限幅，得到四个一次限幅舵指令；s4：通过上一时刻的输出舵指令优化所述一次限幅舵指令，得到优化舵指令，再对所述优化舵指令进行第二次限幅，得到四个二次限幅舵指令；最后再获得输出舵指令，基于该输出舵指令控制“x”型舵打舵工作，控制飞行器飞向目标。2.根据权利要求1所述的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，所述s2包括如下步骤：步骤1：判断需用滚转通道舵偏角是否满偏；其中，当|δ
x
|＞δ
max-c时，需用滚转通道舵偏角满偏；可用滚转通道舵偏角δ
x
′
的角度大小为δ
max-c，符号与δ
x
符号相同；当|δ
x
|≤δ
max-c时，需用滚转通道舵偏角不满偏；可用滚转通道舵偏角δ
x
′
＝δ
x
；步骤2：当需用滚转通道舵偏角满偏时，判断需用偏航通道舵偏角与偏航裕度的大小关系、判断需用俯仰通道舵偏角与俯仰裕度的大小关系；其中，若|δ
y
|≤c1，则可用偏航通道舵偏角δ
y
′
＝δ
y
，若|δ
y
|＞c1，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为c1，符号与δ
y
相同；若|δ
z
|≤c2，则可用俯仰通道舵偏角δ
z
′
＝δ
z
，若|δ
z
|＞c2，则可用俯仰通道舵偏角δ
z
′
的角度大小为c2，符号与δ
z
相同；步骤3：需用滚转通道舵偏角不满偏时，判断需用俯仰通道舵偏角是否满偏；其中，当|δ
z
|＞δ
zyavalid-c1时，需用俯仰通道舵偏角满偏；则可用俯仰通道舵偏角的角度大小为δ
zyavalid-c1，符号与δ
z
相同；此时，若|δ
y
|≤c1，则可用偏航通道舵偏角δ
y
′
＝δ
y
，若|δ
y
|＞c1，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为c1，符号与δ
y
相同；当|δ
z
|≤δ
zyavalid-c1时，需用俯仰通道舵偏角不满偏；则可用俯仰通道舵偏角δ
z
′
＝δ
z
；此时，若|δ
y
|≤δ
yavalid
，则可用偏航通道舵偏角δ
y
′
＝δ
y
，若|δ
y
|＞δ
yavalid
，则可用偏航通道舵偏角的角度大小为δ
yavalid
，符号与δ
y
相同；其中，c表示飞行器滚转通道内舵偏角的最大值；c1表示偏航通道内舵偏角的最大值；c2表示俯仰通道内舵偏角的最大值；δ
zyavalid
表示通过第一级舵指令分配后留给俯仰与偏航通道的舵偏角的最大可用值；δ
yavalid
表示通过第二级舵指令分配后留给偏航通道舵偏角的最大可用值。3.根据权利要求2所述的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，
所述飞行器滚转通道内舵偏角的最大值c的取值为3；所述偏航通道内舵偏角的最大值c1的取值为2；所述俯仰通道内舵偏角的最大值c2的取值为20；所述δ
yavalid
通过下式(一)获得：δ
yavalid
＝δ
zyavalid-|δ
z
|-c1ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(一)所述δ
zyavalid
通过下式(二)获得：δ
zyavalid
＝c
max-|δ
x
|；c
max
＝c+c1+c2。4.根据权利要求3所述的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，对δ
yavalid
在(0,δ
max
)区间上进行限幅，即当δ
yavalid
超出(0,δ
max
)范围时，该δ
yavalid
取(0,δ
max
)中临界值；优选地，当δ
yavalid
小于0时，将δ
yavalid
取值设置为0，当δ
yavalid
大于δ
max
时，将δ
yavalid
取值设置为δ
max
。5.根据权利要求1所述的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，在s3中，“x”型舵的四个舵指令通过下式(三)获得：其中，a1表示第一个舵机的舵指令；a2表示第二个舵机的舵指令；a3表示第三个舵机的舵指令；a4表示第四个舵机的舵指令。6.根据权利要求1所述的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，在s3中，对四个舵指令在(-δ
max
,δ
max
)区间上进行第一次限幅，即当舵指令超出(-δ
max
,δ
max
)范围时，该舵指令取(-δ
max
,δ
max
)中临界值；优选地，当舵指令小于-δ
max
时，将舵指令取值设置为-δ
max
，当舵指令大于δ
max
，时，将舵指令取值设置为δ
max
。7.根据权利要求1所述的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，在s4中，所述优化舵指令通过下式(四)获得：
其中，da1表示第一个舵机的优化舵指令；da2表示第二个舵机的优化舵指令；da3表示第三个舵机的优化舵指令；da4表示第四个舵机的优化舵指令；a1′
表示第一个舵机的一次限幅舵指令；a2′
表示第二个舵机的一次限幅舵指令；a3′
表示第三个舵机的一次限幅舵指令；a4′
表示第四个舵机的一次限幅舵指令；a
1old
表示第一个舵机的上一时刻的输出舵指令；a
2old
表示第二个舵机的上一时刻的输出舵指令；a
3old
表示第三个舵机的上一时刻的输出舵指令；a
4old
表示第四个舵机的上一时刻的输出舵指令；incre表示舵指令更新的时间间隔。8.根据权利要求1所述的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，在s4中，对四个优化舵指令在(-d,d)区间上进行第二次限幅，即当优化舵指令超出(-d,d)范围时，该优化舵指令取(-d,d)中临界值；优选地，当优化舵指令小于-d时，将优化舵指令取值设置为-d，当优化舵指令大于d时，将优化舵指令取值设置为d；优选地，所述d表示四个通道内所能取的最大/最小值，其取值优选为125。9.根据权利要求1所述的基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，其特征在于，在s4中，所述输出舵指令通过下式(五)获得：其中，a
1r
表示第一个舵机的输出舵指令；a
2r
表示第二个舵机的输出舵指令；
a
3r
表示第三个舵机的输出舵指令；a
4r
表示第四个舵机的输出舵指令；da1′
表示第一个舵机的二次限幅舵指令；da2′
表示第二个舵机的二次限幅舵指令；da3′
表示第三个舵机的二次限幅舵指令；da4′
表示第四个舵机的二次限幅舵指令。

技术总结
本发明公开了一种基于动态舵资源控制分配的飞行器制导控制方法，该方法中，基于飞行器的气动数据以及制导规律，得到飞行器的需用过载以及最大过载，从而确定飞行器在俯仰、偏航以及滚转方向上的最大舵偏角以及需用舵偏角，进而通过留下一定裕度的方法分别为俯仰通道、偏航通道以及滚转通道上分配舵偏转角；确定完舵偏角分配方案后，即可确定对四个操纵舵面的指令分配，并通过对舵指令的限幅以及引入上一时刻的舵指令对此时刻的舵指令进行优化，进而防止舵面偏转角过大或航向不准确的情况，起到对飞行器结构的保护作用，提高飞行器的稳定性和命中精度，具有有效性和可靠性，从而完成本发明。成本发明。成本发明。


技术研发人员：温求遒 艾俊杰 王明凯 张家辉 何少越
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2023.06.06
技术公布日：2023/9/6