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CN114995518B - 从飞行器gps目标定位失效时的主-从式协同制导方法 - Google Patents

从飞行器gps目标定位失效时的主-从式协同制导方法 Download PDF

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CN114995518B
CN114995518B CN202210888429.3A CN202210888429A CN114995518B CN 114995518 B CN114995518 B CN 114995518B CN 202210888429 A CN202210888429 A CN 202210888429A CN 114995518 B CN114995518 B CN 114995518B
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CN
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aircraft
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李仕拓
吴云洁
吕金虎
凡永华
李博皓
刘晓东
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    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
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Abstract

本发明提供一种从飞行器GPS目标定位失效时的主‑从式协同制导方法，包括：步骤1：建立主飞行器相对目标、从飞行器相对主飞行器的相对运动关系；步骤2：建立主飞行器的到达时间误差变量：步骤3：主飞行器的制导律独立设计：步骤4：定义从飞行器相对主飞行器的一致性协同变量：步骤5：设计GPS定位功能失效时，从飞行器协同制导律。通过本发明的方法，可使主飞行器和从飞行器在期望的时间到达目标位置。该方法建立飞行器的相对运动关系数学模型，在构建到达时间误差变量的基础上给出主飞行器的制导律，进一步定义一致性位置协同变量，设计出从飞行器的协同制导律，实现所有从飞行器与主飞行器的到达时间一致。

Description

从飞行器GPS目标定位失效时的主-从式协同制导方法
技术领域
本发明涉及主-从式多飞行器协同制导方法，属于飞行器制导、控制领域。具体为发明了一种当从飞行器GPS目标定位功能失效时，依然能保证主-从多飞行器同时到达目标点的协同制导方法。
背景技术
在飞行器突防、空中协同作业、围捕等特殊应用背景下，有时要求多个飞行器在同一时间到达目标点。协同制导由于高效融合、协同互补和信息互助的优势成为了解决多飞行器同时到达的重要手段。根据飞行器在群体中承担“角色”的不同，协同制导方法分为无主式协同制导和“主-从”式协同制导。现有的协同制导技术大多要求所有的飞行器都能探测和定位目标点，然而在强干扰环境下，飞行器的GPS定位功能有时会受到压制和干扰，导致无法正常工作，此时有必要研究当部分飞行器GPS定位功能失效时的协同制导技术。
发明内容
本发明针对“主-从”式多飞行器同时到达目标点的问题，设计了一种当从飞行器GPS定位功能失效时，或为了降低成本从飞行器未配置GPS定位装置时，依然能保证同时到达目标的“主-从”式协同制导方法。整个飞行器群由1个主飞行器和多个从飞行器组成；其中，从飞行器无法探测定位目标的位置信息，本发明将构建主-从飞行器局部运动关系，借助网络化信息交互，设计协同制导律，使得所有飞行器在指定时间同时到达目标。
本发明的技术构思为：在独立设计主飞行器制导律的基础上，为从飞行器设计协同制导律，保证主飞行器和从飞行器在指定时间同时到达目标点。首先，建立主飞行器相对目标、从飞行器相对主飞行器的相对运动关系；其次，给出主飞行器的导引律，使得主飞行器在期望的时间到达目标；最后，构建一致性协同变量，给出可使得从飞行器与主飞行器到达时间同步的协同制导律。
本发明设计的一种从飞行器GPS目标定位失效时的主-从式协同制导方法，包括以下步骤：步骤1：建立主飞行器相对目标、从飞行器相对主飞行器的相对运动关系；
设飞行器群各包含1枚主飞行器和n枚从飞行器。可采用代数图论来表示飞行器之 间的通信关系。从飞行器之间的通信关系可以用邻接矩阵A=[a ij ]来表示，如果第i（i=1, 2,…,n）枚从飞行器能够和第j（j=1, 2,…,n, j≠i）枚从飞行器建立通信关系则a ij =1，否 则，a ij =0。主飞行器只可以发送信息给满足通信条件的部分从飞行器，但不能接收从飞行器 的信息，采用
Figure DEST_PATH_IMAGE001
表示第i枚从飞行器与主飞行器之间的通信关系，若接收主飞行器信息，则
Figure DEST_PATH_IMAGE002
，否则
Figure DEST_PATH_IMAGE003
。如果网络化通信拓扑中的任意两个飞行器节点总存在至少一条通信路径， 则称此通信拓扑图为连通图。如果通信拓扑图中的信息传输都是双向的，则称该图为无向 图，若存在单向的信息传输链路则称该通信拓扑图为有向图。
针对三维平面下飞行器运动关系可以表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE004
式中，[x i , y i , z i ]T表示第i个飞行器在惯性坐标系下的坐标；[v x,i , v y,i , v z,i ]T表示第i个飞行器在惯性坐标系下的速度向量，V i ，θ i 和ψ i 分别表示飞行器速度，航迹倾角和航迹偏角，其动态方程满足：
Figure DEST_PATH_IMAGE005
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure DEST_PATH_IMAGE007
和
Figure DEST_PATH_IMAGE008
分别表示弹道坐标系下x, y和z方向的加速度分量。
定义惯性坐标系下的加速度分量a x,i, a y,i 和a z,i 为：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
惯性坐标系加速度分量a x,i, a y,i 和a z,i 与弹道坐标系加速度分量
Figure 480984DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
和
Figure DEST_PATH_IMAGE011
的转换关系为：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
式中，a i 为惯性坐标系下的加速度向量。
视线坐标系下第i个飞行器与目标的相对运动关系可以表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE013
式中，R i 为飞行器相对目标的距离，ε i 和η i 表示视线倾角和视线偏角，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
表示视线坐标系下的加速度向量，L为视线坐标系的标记符；
加速度向量从惯性坐标系到视线坐标系的转换关系为：
Figure DEST_PATH_IMAGE015
利用飞行器和目标的位置信息通过下式计算可获得R i ，ε i 和η i 信息：
Figure DEST_PATH_IMAGE016
式中，[x t , y t , z t ]T表示目标在惯性坐标系下的坐标。
步骤2：建立主飞行器的到达时间误差变量：
Figure DEST_PATH_IMAGE017
式中，T d为期望的到达时间指令，t go为剩余飞行时间，t表示当前时间，用下式进行近似估计：
Figure DEST_PATH_IMAGE018
式中，R 0为主飞行器与目标位置点的距离。
步骤3：主飞行器的制导律独立设计：
Figure DEST_PATH_IMAGE019
式中，R 0为主飞行器相对目标的距离，ε 0 和η 0 表示主飞行器相对目标的视线倾角和视线偏角，k 1,0, k 2,0和k 3,0为正实数。
Figure DEST_PATH_IMAGE020
，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
分别为视线坐标系下的加速度向量；
步骤4：定义从飞行器相对主飞行器的一致性协同变量：
Figure DEST_PATH_IMAGE023
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
表示虚拟控制项, x 0, y 0和z 0表示主飞行器在惯性坐标系下x, y和z方向的坐标位置，
Figure DEST_PATH_IMAGE025
和
Figure DEST_PATH_IMAGE026
定义为：
Figure DEST_PATH_IMAGE027
式中，p i,1, p i,2和p i,3为正实数比例系数。
步骤5：设计GPS定位功能失效时，从飞行器协同制导律为：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
式中， k 1,i 和k 2,i 为正实数, 0<μ 1,μ 2, μ 3<1,
Figure DEST_PATH_IMAGE029
为制导系统不确定干扰项的估计值，ρ i 和σ i 为正实数。
本发明的有益效果为：本发明设计了一种从飞行器GPS定位功能失效的主-从式到达时间可控协同制导方法。鉴于从飞行器无法获取目标的位置信息，本发明在独立给出主飞行器制导律的基础上，从飞行器利用主飞行器状态信息定义一致性协同变量，并设计了到达时间可控的从飞行器协同制导律，使得主飞行器和所有的从飞行器能够在期望的时间到达目标位置。
附图说明
图1是飞行器通信关系示意图。
图2是三维空间飞行轨迹曲线。
图3是飞行器与目标距离曲线。
图4是主飞行器到达时间误差、视线倾角和视线偏角响应。
图5是一致性协同变量ξ 1,i 响应。
图6是一致性协同变量ξ 2,i 响应。
图7是从飞行器法向加速度曲线。
具体实施方式
请参照图1—7所示，对本发明做进一步说明。
本发明一种从飞行器GPS目标定位失效时的主-从式协同制导方法，包含以下步骤：
步骤1：建立主飞行器相对目标、从飞行器相对主飞行器的相对运动关系；
假设飞行器群各包含1枚主飞行器和n枚从飞行器。可采用代数图论来表示飞行器 之间的通信关系。从飞行器之间的通信关系可以用邻接矩阵A=[a ij ]来表示，如果第i（i=1, 2,…,n）枚从飞行器能够和第j（j=1, 2,…,n, j≠i）枚从飞行器建立通信关系则a ij =1，否 则，a ij =0。主飞行器只可以发送信息给满足通信条件的部分从飞行器，但不能接收从飞行器 的信息，采用
Figure 880348DEST_PATH_IMAGE001
表示第i枚从飞行器与主飞行器之间的通信关系，若接收主飞行器信息，则
Figure 128927DEST_PATH_IMAGE002
，否则
Figure 258557DEST_PATH_IMAGE003
。如果网络化通信拓扑中的任意两个飞行器节点总存在至少一条通信路径， 则称此通信拓扑图为连通图。如果通信拓扑图中的信息传输都是双向的，则称该图为无向 图，若存在单向的信息传输链路则称该通信拓扑图为有向图。
针对三维平面下飞行器运动关系可以表示为：
Figure 541770DEST_PATH_IMAGE004
式中，[x i , y i , z i ]T表示第i个飞行器在惯性坐标系下的坐标；[v x,i , v y,i , v z,i ]T表示第i个飞行器在惯性坐标系下的速度向量，V i ，θ i 和ψ i 分别表示飞行器速度，航迹倾角和航迹偏角，其动态方程满足：
Figure 82342DEST_PATH_IMAGE005
式中，
Figure 21479DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 689221DEST_PATH_IMAGE007
和
Figure 341788DEST_PATH_IMAGE008
分别表示弹道坐标系下x, y和z方向的加速度分量。
定义惯性坐标系下的加速度分量a x,i, a y,i 和a z,i 为：
Figure 803993DEST_PATH_IMAGE009
惯性坐标系加速度分量a x,i, a y,i 和a z,i 与弹道坐标系加速度分量
Figure 230427DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 685548DEST_PATH_IMAGE010
和
Figure 943354DEST_PATH_IMAGE011
的转换关系为：
Figure 842039DEST_PATH_IMAGE012
式中，a i 为惯性坐标系下的加速度向量。
视线坐标系下第i个飞行器与目标的相对运动关系可以表示为：
Figure 5036DEST_PATH_IMAGE013
式中，R i 为飞行器相对目标的距离，ε i 和η i 表示视线倾角和视线偏角，
Figure 749002DEST_PATH_IMAGE014
表示视线坐标系下的加速度向量，L为视线坐标系的标记符；
加速度向量从惯性坐标系到视线坐标系的转换关系为：
Figure 126893DEST_PATH_IMAGE015
利用飞行器和目标的位置信息通过下式计算可获得R i ，ε i 和η i 信息：
Figure 930901DEST_PATH_IMAGE016
式中，[x t , y t , z t ]T表示目标在惯性坐标系下的位置坐标。
步骤2：建立主飞行器的到达时间误差变量：
Figure 315615DEST_PATH_IMAGE017
式中，T d为期望的到达时间指令，t go为剩余飞行时间，t表示当前时间，用下式进行近似估计：
Figure 315801DEST_PATH_IMAGE018
式中，R 0为主飞行器与目标位置点的距离。
步骤3：主飞行器的制导律独立设计：
Figure 282620DEST_PATH_IMAGE019
式中，R 0为主飞行器相对目标的距离，ε 0 和η 0 表示主飞行器相对目标的视线倾角和视线偏角，k 1,0, k 2,0和k 3,0为正实数。
Figure 788688DEST_PATH_IMAGE020
，
Figure 208168DEST_PATH_IMAGE021
，
Figure 12044DEST_PATH_IMAGE022
分别为视线坐标系下的加速度向量；
步骤4：定义从飞行器相对主飞行器的一致性协同变量：
Figure 833370DEST_PATH_IMAGE023
式中，
Figure 510339DEST_PATH_IMAGE024
表示虚拟控制项, x 0, y 0和z 0表示主飞行器在惯性坐标系下x, y和z方向的坐标位置，
Figure 666383DEST_PATH_IMAGE025
和
Figure 759104DEST_PATH_IMAGE026
定义为：
Figure 700515DEST_PATH_IMAGE027
式中，p i,1, p i,2和p i,3为正实数比例系数。
步骤5：设计GPS定位功能失效时，从飞行器协同制导律为：
Figure 797653DEST_PATH_IMAGE028
式中， k 1,i 和k 2,i 为正实数, 0<μ 1,μ 2, μ 3<1,
Figure 191725DEST_PATH_IMAGE029
为制导系统不确定干扰项的估计值，ρ i 和σ i 为正实数。
利用Matlab/Simulink仿真平台来验证所设计从飞行器GPS定位功能失效的主-从式到达时间可控的协同制导方法。对于实施例，选择1枚主飞行器，3枚从飞行器，弹间通信拓扑关系如图1所示，其中，0表示主飞行器，1、2、3分别表示第1、2、3个从飞行器。目标位置(0m, 0m, 0m)，主飞行器的速度V 0为330m/s，从飞行器的初始速度依次为V 1=350m/s，V 2=310m/s，V 3=310m/s。主飞行器的初始位置为(4048m, 8500m, 7565m)，从飞行器的初始位置依次为：(5960m, 6191m, 9596m)，(6561m, 5000m, 4680m)和(8116m, 7382m, 5910m)。飞行器过载限制为20g。参数设置为：T d=35s, k 1,0=k 2,0=k 3,0=10, k 1,i =5, k 2,i =8 for i=1,2,3, μ 1=μ 2=μ 3=0.5, ρ i =0.05, σ i =0.03, p 1,1=p 1,2=p 1,3=0.2,
p 2,1=p 2,2=p 2,3=0.4, p 3,1=p 3,2= p 3,3=0.6。
仿真结果见图2-图7，由三维空间运动轨迹和飞行器与目标距离曲线可知，在所发明从飞行器GPS定位功能失效的主-从式到达时间可控协同制导方式下，所有的飞行器能在期望的时刻35s到达目标位置，各从飞行器的到达时间与主飞行器的到达时间保持一致。主飞行器的到达时间误差变量、视线倾角、视线偏角、从飞行器的一致性协同变量等能够稳定收敛，加速度输出在经过暂态调整后逐渐趋于稳态。

Claims (4)

1.一种从飞行器GPS目标定位失效时的主-从式协同制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：建立主飞行器相对目标、从飞行器相对主飞行器的相对运动关系；
针对三维平面下飞行器运动关系表示为：
Figure 467083DEST_PATH_IMAGE001
式中，[x i , y i , z i ]T表示第i个飞行器在惯性坐标系下的坐标；[v x,i , v y,i , v z,i ]T表示第i个飞行器在惯性坐标系下的速度向量，V i ，θ i 和ψ i 分别表示飞行器速度，航迹倾角和航迹偏角，动态方程满足：
Figure 180961DEST_PATH_IMAGE002
式中，
Figure 6704DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 933071DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 544181DEST_PATH_IMAGE005
分别表示弹道坐标系下x, y和z方向的加速度分量；
定义惯性坐标系下的加速度分量a x,i, a y,i 和a z,i 为：
Figure 914114DEST_PATH_IMAGE006
惯性坐标系加速度分量a x,i, a y,i 和a z,i 与弹道坐标系加速度分量
Figure 977885DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 222790DEST_PATH_IMAGE007
和
Figure 688407DEST_PATH_IMAGE008
的转换关系为：
Figure 212929DEST_PATH_IMAGE009
式中，a i 为惯性坐标系下的加速度向量；
视线坐标系下第i个飞行器与目标的相对运动关系表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE010
式中，R i 为飞行器相对目标的距离，ε i 和η i 表示视线倾角和视线偏角，
Figure 311466DEST_PATH_IMAGE011
表示视线坐标系下的加速度向量，L为视线坐标系的标记符；
加速度向量从惯性坐标系到视线坐标系的转换关系为：
Figure 845216DEST_PATH_IMAGE012
步骤2：建立主飞行器的到达时间误差变量：
Figure 149027DEST_PATH_IMAGE013
式中，T d为期望的到达时间指令，t go为剩余飞行时间，t表示当前时间，用下式进行近似估计：
Figure 375609DEST_PATH_IMAGE014
式中，R 0为主飞行器与目标位置点的距离；
步骤3：主飞行器的制导律独立设计：
Figure 413972DEST_PATH_IMAGE015
式中，R 0为主飞行器相对目标的距离，ε 0 和η 0 表示主飞行器相对目标的视线倾角和视线偏角，k 1,0, k 2,0和k 3,0为正实数；
Figure 970986DEST_PATH_IMAGE016
，
Figure 411195DEST_PATH_IMAGE017
，
Figure 543099DEST_PATH_IMAGE018
分别为视线坐标系下的加速度向量；
步骤4：定义从飞行器相对主飞行器的一致性协同变量：
Figure 312167DEST_PATH_IMAGE019
式中，
Figure 922139DEST_PATH_IMAGE020
表示虚拟控制项,
Figure 216855DEST_PATH_IMAGE021
表示从飞行器之间的通信关系，x 0, y 0和z 0表示主飞行器在惯性坐标系下x, y和z方向的坐标位置，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
和
Figure 332709DEST_PATH_IMAGE023
定义为：
Figure 814506DEST_PATH_IMAGE024
式中，p i,1, p i,2和p i,3为正实数比例系数；
步骤5：设计GPS定位功能失效时，从飞行器协同制导律为：
Figure 743017DEST_PATH_IMAGE025
式中， k 1,i 和k 2,i 为正实数, 0<μ 1,μ 2, μ 3<1,
Figure 970867DEST_PATH_IMAGE026
为制导系统不确定干扰项的估计值，ρ i 和σ i 为正实数。
2.根据权利要求1所述的从飞行器GPS目标定位失效时的主-从式协同制导方法，其特征在于：设飞行器群各包含1枚主飞行器和n枚从飞行器；采用代数图论来表示飞行器之间的通信关系；从飞行器之间的通信关系用邻接矩阵A=[a i,j ]来表示，若第i枚从飞行器能够和第j枚从飞行器建立通信关系，则a i,j =1，否则，a i,j =0；i=1, 2,…,n；j=1, 2,…,n, j≠i。
3.根据权利要求2所述的从飞行器GPS目标定位失效时的主-从式协同制导方法，其特征在于：主飞行器只能发送信息给满足通信条件的部分从飞行器，但不能接收从飞行器的信息，采用
Figure 710153DEST_PATH_IMAGE027
表示第i枚从飞行器与主飞行器之间的通信关系，若接收主飞行器信息，则
Figure 944825DEST_PATH_IMAGE028
，否则
Figure 411447DEST_PATH_IMAGE029
。
4.根据权利要求1所述的从飞行器GPS目标定位失效时的主-从式协同制导方法，其特征在于：通过下式计算获得R i ，ε i 和η i 信息：
Figure 680755DEST_PATH_IMAGE030
式中，[x t , y t , z t ]T表示目标在惯性坐标系下的坐标。
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Distributed adaptive cooperative time-varying formation tracking guidance for multiple aerial vehicles system;Jianglong Yu et al.;《Aerospace Science and Technology》;20210702;第1-17页 *
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反舰导弹编队飞行控制方法研究;彭明星等;《系统仿真学报》;20170131;第29卷(第1期);第212-217页 *
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Assignor: Northwestern Polytechnical University

Contract record no.: X2024980009826

Denomination of invention: Master slave cooperative guidance method for GPS target positioning failure of aircraft

Granted publication date: 20221118

License type: Common License

Record date: 20240716