基于滑模變結(jié)構(gòu)的無人機(jī)導(dǎo)引律仿真研究

徐啟云+王潔+王鵬飛+郝文淵??

摘要： 為了提高無人機(jī)導(dǎo)引律控制的穩(wěn)定性， 采用滑模變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律控制方法。 根據(jù)一定的假設(shè)條件， 建立無人機(jī)三自由度模型， 根據(jù)運(yùn)動模型和初始狀態(tài)得到實(shí)際飛行軌跡。 由滑模變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律得到無人機(jī)的期望軌跡， 通過實(shí)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(jī)在導(dǎo)引律控制過程中控制量變化平穩(wěn)， 驗(yàn)證了該方法的有效性和合理性。

關(guān)鍵詞： 無人機(jī)； 相對運(yùn)動模型； 滑模變結(jié)構(gòu)； 導(dǎo)引律

中圖分類號： V249文獻(xiàn)標(biāo)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(jī)憑借自身獨(dú)特優(yōu)勢[1]， 將成為未來戰(zhàn)爭的統(tǒng)治者。 無人機(jī)的導(dǎo)引控制是無人機(jī)發(fā)展的重要方向， 是目前控制領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。 導(dǎo)引控制中的外界擾動和參數(shù)攝動問題， 嚴(yán)重影響了無人機(jī)的進(jìn)一步發(fā)展[2]。 目前， 無人機(jī)導(dǎo)引方法主要是比例導(dǎo)引法或者在比

例導(dǎo)引法基礎(chǔ)上改進(jìn)的方法[3]。 隨著無人機(jī)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(dǎo)引方法已經(jīng)不能滿足需要。

為了提高無人機(jī)導(dǎo)引控制的穩(wěn)定性， 將變結(jié)構(gòu)理論應(yīng)用于導(dǎo)引律設(shè)計(jì)中， 推導(dǎo)得到滑模變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律。

1數(shù)學(xué)模型

1.1無人機(jī)運(yùn)動模型

無人機(jī)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(xué)和運(yùn)動學(xué)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(jì)算， 對模型進(jìn)行簡化， 將導(dǎo)引過程分為側(cè)向平面和縱向平面的運(yùn)動， 并假設(shè)：

3仿真結(jié)果與分析

3.1仿真初始條件

假設(shè)在側(cè)向平面內(nèi)， vct=250 m/s； Vc=250 m/s； 無人機(jī)與目標(biāo)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(jī)的初始航跡偏角ψ0=0； 目標(biāo)的航跡角ψt0=π； 滑?？刂破鲄?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(jī)的運(yùn)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(jī)在導(dǎo)引開始時(shí)運(yùn)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(dǎo)引控制器進(jìn)入滑模面并平穩(wěn)滑動。

這是因?yàn)闊o人機(jī)不需要考慮飛行員的生理限制， 具備獨(dú)特的優(yōu)勢。 在導(dǎo)引初始階段充分利用無人機(jī)可用過載較大的特點(diǎn)， 使系統(tǒng)狀態(tài)迅速進(jìn)入滑模面， 提高了無人機(jī)的機(jī)動性， 能夠及時(shí)把握戰(zhàn)機(jī)。 在進(jìn)入到滑模面后， 無人機(jī)能夠在導(dǎo)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(shè)tf為無人機(jī)捕獲目標(biāo)的時(shí)刻， 即無人機(jī)和目標(biāo)相距1 km時(shí)刻， 定義無人機(jī)的能量消耗為

Y=∫tft0adt（18）

式中： a為無人機(jī)的加速度； t0為導(dǎo)引開始時(shí)刻。 分別得到傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律控制方法和無人機(jī)滑模變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律控制方法的捕獲目標(biāo)時(shí)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(dǎo)引律的設(shè)計(jì)中， 解決了因模型信息未知和參數(shù)攝動引起的導(dǎo)引控制不穩(wěn)定問題， 提高了無人機(jī)導(dǎo)引控制的穩(wěn)定性， 改善了系統(tǒng)辨識能力， 弱化了導(dǎo)引律對模型的依賴。 通過仿真得到無人機(jī)的運(yùn)動狀態(tài)和控制量變化曲線， 驗(yàn)證了導(dǎo)引律優(yōu)化設(shè)計(jì)的有效性。

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