基于視線角速度的微小型飛行器制導(dǎo)仿真研究

孫瑞陽(yáng)

【摘 要】為實(shí)現(xiàn)微小型飛行器對(duì)運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的制導(dǎo)任務(wù)，本文基于微小型飛行器數(shù)學(xué)模型和目標(biāo)視線角速度信息，依據(jù)垂直視線角速度和水平視線角速度，分別設(shè)計(jì)了比例導(dǎo)引律下的縱向和橫向過(guò)載控制器，分析了各方向過(guò)載值的變化規(guī)律，并利用Matlab / Simulink搭建了仿真實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。仿真結(jié)果表明，本文設(shè)計(jì)的基于視線角速度的過(guò)載控制器能夠有效實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的追擊任務(wù)，能夠在較短時(shí)間內(nèi)完成與目標(biāo)的交匯。

【關(guān)鍵詞】視線角速度 微小型飛行器 制導(dǎo) Simulink

1 引言

微小型飛行器承擔(dān)著越來(lái)越多的任務(wù)，從航拍救援到農(nóng)業(yè)植保，從軍事偵察到目標(biāo)打擊，微小型飛行器的發(fā)展呈現(xiàn)暴發(fā)式的發(fā)展態(tài)勢(shì)。

2 目標(biāo)和微小型飛行器運(yùn)動(dòng)模型

由微小型飛行器的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)學(xué)、質(zhì)心動(dòng)力學(xué)、繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)學(xué)和繞質(zhì)心動(dòng)力學(xué)公式，可得微小型飛行器的十二個(gè)狀態(tài)方程為：

（1）

其中，（）為位置矢量，（）為速度矢量，（）為姿態(tài)角，（）為姿態(tài)角速度，（）為三個(gè)軸方向上的力矩，（）為微小型飛行器質(zhì)心受到的力，（）為姿態(tài)角，（）為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，為質(zhì)量。

3 制導(dǎo)原理及視線角速度計(jì)算方法

目標(biāo)與微小型飛行器的幾何位置原理圖如圖1所示，設(shè)微小型飛行器位于點(diǎn)（坐標(biāo)原點(diǎn)），目標(biāo)位于點(diǎn)。

如果微小型飛行器和目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)方向和大小一定，若要使微小型飛行器與目標(biāo)同時(shí)到達(dá)I點(diǎn)，則要使，但實(shí)際上，兩者的運(yùn)動(dòng)方向和大小不定，所以要滿足以下條件：

（2）

其中，為彈道傾角，為視線角，為比例導(dǎo)引系數(shù)。

在三維空間中，垂直視線角和水平視線角分別為：

（3）

（4）

由此可以計(jì)算出垂直視線角速度和水平視線角速度。

而垂直視線速度和水平視線角速度分別與縱向過(guò)載和橫向過(guò)載有關(guān)，可記為：

（5）

（6）

4 基于MATLAB/Simulink的仿真系統(tǒng)搭建

目標(biāo)模型搭建了勻速直線運(yùn)動(dòng)的數(shù)學(xué)模型，微小型飛行器模型是根據(jù)12個(gè)狀態(tài)方程得到的，導(dǎo)引頭環(huán)節(jié)用于計(jì)算垂直視線角速度和水平視線角速度，制導(dǎo)控制環(huán)節(jié)根據(jù)垂直視線角速度和水平視線角速度，計(jì)算升降舵、方向舵和副翼的指令，速度控制環(huán)節(jié)控制微小型飛行器的飛行速度，從而構(gòu)成完整的仿真控制回路。

5 仿真結(jié)果

微小型飛行器沿軌跡方向的切向過(guò)載和制導(dǎo)過(guò)程中的速度變化曲線如圖所示，切向過(guò)載在初始位置較大，隨著時(shí)間的推移，切向過(guò)載近于0。從切向過(guò)載和微小型飛行器的速度對(duì)比中可知，在切向過(guò)載的作用下，微小型飛行器的速度迅速增加，到期望的35m/s速度后，切向過(guò)載接近于0，隨后速度保持不變，說(shuō)明切向過(guò)載能夠有效實(shí)現(xiàn)對(duì)速度的控制。

6 結(jié)語(yǔ)

仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，微小型飛行器利用視線角速度的制導(dǎo)方法，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)目標(biāo)的精確打擊任務(wù)，并且末端的視線角速度變化較為劇烈，導(dǎo)致制導(dǎo)末端過(guò)載較大，并且需要根據(jù)不同性能要求選擇不同的導(dǎo)引比例系數(shù)。

參考文獻(xiàn)：

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