一种基于事件触发机制的多约束协同制导方法

1.本发明涉及多飞行器的协同控制技术领域，具体涉及一种基于事件触发机制的多约束协同制导方法。


背景技术：

2.随着技术的逐渐发展，传统飞行器越来越难以突破封锁命中目标，多枚飞行器的协同攻击，利用一组飞行器形成一个攻击网络，实现飞行器之间的信息交互，使飞行器的突防能力、精确的目标识别能力和电子对抗能力均得到了显著提升。此外，多枚飞行器的同时攻击可以针对防御系统形成饱和攻击，而敌方舰艇目标很难在短时间内应对来自不同方向的攻击，因而时间协同在现代战争中发挥着至关重要的作用。目前，这种多飞行器协同策略被认为是穿透强大防御系统的有效对策。
3.从现有文献看，实现同时攻击的制导策略主要可分为两种方法。第一种是单个飞行器的时间控制制导，即多飞行器中的每一个飞行器都在期望的时间攻击目标，而不与其他飞行器进行通信。该制导策略虽然不需要通信网络，但是要在发射前要根据飞行器与目标的位置关系和每枚导弹的机动性，估算出每个飞行器的攻击时间范围，并从各飞行器飞行时间范围的交集中选定一个共同的期望攻击时间，最终实现同时攻击，当期望攻击时间设置不合理时，可能导致同时攻击任务的失败，并且其在本质上不是一种协同攻击。
4.第二种制导策略则是通过在飞行器群中引入通信网络，以实现时间协同制导。现有的文献繁多，但多数文献是在二维平面内研究的，为了更加贴近实际情况，需要充分考虑侧向通道与纵向通道的耦合效应，应该在三维场景中设计时间协同制导律，并考虑导引头视场角约束。
5.由于采用邻域通信实现飞行器之间的信息传递，而在实际情况中难以保证各个飞行器之间不断地进行信息交互以实现系统的一致性。并且，各个飞行器的能量是有限的，因而难以完成连续的状态采样、信息传递和协同控制系统更新等任务。
6.所以，如何有效地减少通信量以及控制系统更新频率从而实现稀疏、有效、灵活的响应，并同时保证系统的稳定性是目前需要研究的重点。
7.基于上述问题，本发明人对多协同制导方法及飞行器做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的基于事件触发机制的多约束协同制导方法。


技术实现要素：

8.为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种基于事件触发机制的多约束协同制导方法，该方法中，在每个飞行器中都灌装三维空间中建立耦合的相对运动模型，通过引入三维偏置比例导引的概念，利用偏置项使得所有飞行器在满足最大视场角约束的条件下剩余飞行时间能够趋于一致；该方法中利用分布式协同制导律，相较于连续的控制方法可以有效减少个体之间的数据传输频率，克服通信的限制并提高通信传输效率；分布式的通信网络则可以有效避免集中式通信拓扑的单点失效问题，并且期望攻击时
间无需在发射前事先设定，由飞行器群之间进行不连续通信并且最终完成协同制导任务，从而完成本发明。
9.具体来说，本发明的目的在于提供一种基于事件触发机制的多约束协同制导方法，
10.飞行器通过其上搭载的卫星导航系统实时获得飞行器的位置信息、速度信息，并将其传递给制导模块；
11.在飞行器满足触发条件后，飞行器通过其上搭载的弹间通讯模块与邻居飞行器进行剩余飞行时间的交互，并将获得的邻居飞行器的剩余飞行时间传递给制导模块；
12.通过所述制导模块基于接收到的信息获得加速度指令；
13.通过控制模块基于加速度指令生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转，调整飞行器的姿态。
14.在飞行器满足触发条件后，通过所述制导模块获得的加速度指令包括俯仰加速度指令和偏航加速度指令；
15.所述俯仰加速度指令和偏航加速度指令通过下式(一)获得：
[0016][0017]
其中，a
y,i
表示第i个飞行器上的俯仰加速度指令，
[0018]az,i
表示第i个飞行器上的偏航加速度指令，
[0019]
n表示比例导引系数，
[0020]vi
表示第i个飞行器的速度，
[0021]ri
表示第i个飞行器与目标之间的距离，
[0022]
φi表示第i个飞行器的速度矢量相对弹目视线的前置偏角，
[0023]
θi表示第i个飞行器的速度矢量相对弹目视线的前置倾角，
[0024]
σi表示第i个飞行器的速度前置角，
[0025]
表示第i个飞行器的速度前置角与其最大允许值的比值，
[0026]
ρ()表示非线性函数，
[0027]
ui表示第i个飞行器的剩余飞行时间一致控制量。
[0028]
本发明所具有的有益效果包括：
[0029]
(1)根据本发明提供的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，该方法相比于其他方法，具有更少的通信量和更高的通信传输效率，从确保各个飞行器都能够完成状态采样、信息传递和协同控制系统更新等任务；
[0030]
(2)根据本发明提供的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，该方法中利用三维场景中的时间协同制导律，并考虑导引头视场角约束，更加贴近实际情况，充分考虑侧向通道与纵向通道的耦合效应；
[0031]
(3)根据本发明提供的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，通过采用分布
式协同制导律来效减少个体之间的数据传输频率，克服通信的限制并提高通信传输效率。
附图说明
[0032]
图1示出实施例中4个飞行器之间的通信拓扑图；
[0033]
图2示出实施例中4个飞行器的飞行轨迹，
[0034]
图3示出实施例中4个飞行器的剩余飞行时间随时间的变化曲线，
[0035]
图4示出实施例中4个飞行器的俯仰加速度指令随时间的变化曲线，
[0036]
图5示出实施例中4个飞行器的偏航加速度指令随时间的变化曲线，
[0037]
图6示出实施例中4个飞行器的速度前置角随时间的变化曲线，
[0038]
图7示出实施例中采样步长为0.02s的4个飞行器的事件触发间隔图和协同控制器更新间隔图。
具体实施方式
[0039]
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。
[0040]
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。
[0041]
根据本发明提供的一种基于事件触发机制的多约束协同制导方法，如图1中所示，飞行器通过其上搭载的卫星导航系统实时获得飞行器的位置信息、速度信息。
[0042]
在飞行器满足触发条件后，飞行器通过其上搭载的弹间通讯模块与邻居飞行器进行剩余飞行时间的交互，并将获得的邻居飞行器的剩余飞行时间传递给制导模块；本技术中弹间通讯模块向外传递飞行器自身的剩余飞行时间，其传递频率为4hz，其信息更新频率为50hz。所述弹间通讯模块在制导阶段持续开启，用以接收信息，并且仅在满足触发条件后向外传递信息，每满足一次触发条件，向外传递一次其自身的剩余飞行时间。
[0043]
所述制导模块根据接收到的信息获得加速度指令；
[0044]
通过控制模块基于加速度指令生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转，调整飞行器的姿态。
[0045]
在一个优选的实施方式中，在所述制导模块中，通过分布式协同制导律获得加速度指令，所述加速度指令包括俯仰加速度指令和偏航加速度指令；
[0046]
所述俯仰加速度指令和偏航加速度指令通过下式(一)获得：
[0047][0048]
其中，a
y,i
表示第i个飞行器上的俯仰加速度指令，
[0049]az,i
表示第i个飞行器上的偏航加速度指令，
[0050]
n表示比例导引系数，其取值为4；
[0051]vi
表示第i个飞行器的速度，通过第i个飞行器上的卫星导航系统实时获得；
[0052]ri
表示第i个飞行器与目标之间的距离，通过第i个飞行器上的卫星导航系统实时获得第i个飞行器的位置，结合飞行器发射前灌装到飞行器中的目标位置信息实时解算获得；
[0053]
φi表示第i个飞行器的速度矢量相对弹目视线的前置偏角，可以利用机载导引头测量的框架角信息计算得到。具体来说，
[0054][0055]
θg和ψg表示飞行器上导引头的框架角。
[0056][0057]
θi表示第i个飞行器的速度矢量相对弹目视线的前置倾角，可以利用机载导引头测量的框架角信息计算得到。具体来说，
[0058][0059]
σi表示第i个飞行器的速度前置角，该前置角也是针对静止目标攻击的航向误差；
[0060]
表示第i个飞行器的速度前置角与其最大允许值的比值，
[0061]
ρ()表示非线性函数，
[0062]
ui表示第i个飞行器的剩余飞行时间一致控制量。
[0063]
优选地，所述通过下式(二)获得：
[0064][0065]
其中，σ
imax
表示第i个飞行器速度前置角的最大允许值，本技术中优选地取值为45
°
。
[0066]
优选地，所述非线性函数ρ()如下式(三)所示：
[0067]
ρ(x)＝1-|x|mꢀꢀꢀꢀ
(三)
[0068]
其中，x表示任意变量，例如本技术中x取值为
[0069]
m表示设计参数，优选地取值为1。
[0070]
优选地，所述第i个飞行器的速度前置角σi通过下式(四)获得：
[0071]
σi＝arccos(cosθicosφi)
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(四)。
[0072]
优选地，所述ui通过下式(五)获得：
[0073][0074]
其中，c表示控制增益，其取值为正的常数，优选地取值为0.6；
[0075]
n表示飞行器的数量，根据具体情况选择设置，例如可以设置为4，即设置4个飞行器协同攻击目标；
[0076]
ui(t)表示t时刻第i个飞行器的剩余飞行时间一致控制量，
[0077]
表示第i个飞行器在其触发时刻传输的剩余飞行时间估计值，
[0078]
表示第i个飞行器在时刻收到的第j个飞行器的剩余飞行时间估计值，
[0079]
ni表示第i个飞行器的邻居集合，本技术中所述邻居是指能够与其信号相连，进而传递剩余飞行时间估计值的飞行器。
[0080]
本技术中，在满足触发条件后，每个飞行器会间隔一定时间获得一次邻居飞行器传递来的剩余飞行时间估计，在每次解算获得加速度指令时，针对每个邻居飞行器，调取其最后传递来的剩余飞行时间估计进行解算，由于每个飞行器的更新时刻与其他飞行器的更新时刻不同，和不一定相等。
[0081]
优选地，所述剩余飞行时间估计值通过下式(六)获得：
[0082][0083]
其中，t
goi
表示第i个飞行器的剩余飞行时间估计值。
[0084]
在一个优选的实施方式中，通过事件检测器对飞行器上的传感器和弹间通讯模块传输的信息进行监听，根据定义的事件触发函数来判断是否满足事件触发的条件，一旦发现满足触发条件时，即解算获得当前的剩余飞行时间，并且将之传递给邻居无人机；在飞行器的制导控制过程中，需要持续计算以判断是否满足触发条件。
[0085]
所述触发条件为触发函数大于0，所述触发函数如下式(七)所示：
[0086][0087]
其中，gi(t)表示第i个飞行器的触发函数，
[0088]ei
(t)表示第i个飞行器的本地误差量，
[0089]
a表示设计参数，且0＜a＜(1/|ni|)，优选地取值为0.4，
[0090]
si表示设计参数，且0＜si＜1，优选地取值为0.9，
[0091]
|ni|表示集合ni的势，
[0092]
表示由触发量决定的剩余飞行时间一致性误差。
[0093]
本技术的式七中，通过当前的触发信息得到下一次的触发时刻。
[0094]
优选地，所述本地误差量ei(t)通过下式(八)获得：
[0095][0096]
其中，表示时刻第i个飞行器的剩余飞行时间触发通信量，本技术中的时刻是指距离当前时刻最近的触发时刻；即为上次触发时，对应的剩余飞行时间值；
[0097]
t
goi
(t)表示第i个飞行器的实时剩余飞行时间，其通过式六获得。
[0098]
优选地，所述通过下式(九)获得：
[0099][0100]
其中，表示分段常数变量；
[0101]
表示时刻第i个飞行器的剩余飞行时间触发通信量，，即在时刻向外传递的该第i个飞行器的剩余飞行时间；
[0102]
表示时刻第j个飞行器的剩余飞行时间触发通信量。本技术中，飞行器的启控时刻，不必通过式(七)的判断即可认为是触发时刻，在该启控时刻以后，再基于式(七)实时判断是否满足触发条件，若满足触发条件，则向外传递一次飞行器的剩余飞行时间，即更新一次的取值，也就是说，在相邻的触发间隔内，飞行器中的协同控制器会采用零阶保持的方式使得其输出保持为固定数值
[0103]
本技术中的协同控制器和用来检测触发条件的事件检测器都只利用自身信息和邻居飞行器触发信息，该分布式的架构减少了对远程邻居飞行器信息的获取量。
[0104]
实施例
[0105]
设置4个飞行器m1、m2、m3和m4，4个飞行器的初始条件如表一所示：
[0106]
表一
[0107]
飞行器位置/m速度/(m/s)前置倾角/(
°
)前置偏角/(
°
)m1(6000,0,7000)2601010m2(7000,0,6000)2702015m3(8000,0,5000)26025-15m4(9000,0,4000)28015-20
[0108]
目标是位于原点处的静止目标；
[0109]
4个飞行器之间的通信拓扑如图1所示。
[0110]
每个飞行器中都采用下述方法进行制导控制：
[0111]
通过计算机模拟卫星导航系统，实时给予每个飞行器其自身所在的位置信息、速度信息；
[0112]
在飞行器满足触发条件后，飞行器通过其上搭载的弹间通讯模块与居飞行器进行剩余飞行时间的交互，并将获得的邻居飞行器的剩余飞行时间传递给制导模块；
[0113]
通过所述制导模块基于接收到的信息获得加速度指令；
[0114]
通过控制模块基于加速度指令生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转，调整飞行器的姿态。
[0115]
其中，加速度指令包括俯仰加速度指令和偏航加速度指令，具体通过下式(一)获得：
[0116][0117]
通过下式(二)获得：
[0118][0119]
非线性函数ρ()如下式(三)所示：
[0120]
ρ(x)＝1-|x|mꢀꢀꢀꢀ
(三)
[0121]
设计参数m取值为1；
[0122]
所述第i个飞行器的速度前置角σi通过下式(四)获得：
[0123]
σi＝arccos(cosθicosφi)
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(四)。
[0124]
ui通过下式(五)获得：
[0125][0126]
通过下式(六)获得剩余飞行时间估计值：
[0127][0128]
其中，触发条件为触发函数大于0，所述触发函数如下式(七)所示：
[0129][0130]
本地误差量ei(t)通过下式(八)获得：
[0131][0132]
所述通过下式(九)获得：
[0133][0134]
上述各参数设置为n＝4，c＝0.6，a＝0.4，si＝0.9，σ
imax
＝45
°
。
[0135]
进一步考虑自动驾驶仪的一阶滞后环节(am/a
m,c
)＝1/(ts+1)，其中am是真正用于生成舵指令的加速度度指，a
m,c
是制导模块利用上述方法获得的加速度指令，并取ts＝0.2s。
[0136]
基于上述方法获得的仿真结果如图2至图5所示，图2示出了4个飞行器的飞行轨迹，图3示出了4个飞行器的剩余飞行时间随时间的变化曲线，图4示出了4个飞行器的俯仰加速度指令随时间的变化曲线，图5示出了4个飞行器的偏航加速度指令随时间的变化曲
线，图6示出了4个飞行器的速度前置角随时间的变化曲线，图7示出了采样步长为0.02s的4个飞行器的事件触发间隔图和协同控制器更新间隔图；
[0137]
由图2可知，在本发明提供的方法控制下，4个飞行器能够精确命中目标。
[0138]
由图3可知，所有飞行器的剩余飞行时间能够在命中目标之前达成一致，从而保证了同时攻击。
[0139]
由图4和图5可知，在初始阶段需要较大的加速度指令来使得所有飞行器的剩余飞行时间趋于一致，而且最终制导指令收敛为零，可以实现稳定的命中。
[0140]
由图6可知，所有飞行器都能够满足导引头最大视场角约束。
[0141]
由图7可知，出事件触发控制能够明显减少协同控制器的更新次数；进一步可知，在本技术提供的控制方法的控制下，每个飞行器的触发间隔以及触发时刻都不相同，从而针对各个飞行器实现更有效的节能控制，最终飞行器群可以以小0.1m的脱靶量同时命中目标，满足实际工程需求。
[0142]
上述实施例中，每个飞行器的飞行时间都为36.34s，在飞行期间，飞行器之间采用事件触发控制的数据传输次数，约为采用连续控制方法控制的数据传输次数的4％。可知该方法对于飞行器之间的传输频率要求较低，具有更少的通信量和更高的通信传输效率。
[0143]
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：
1.一种基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，飞行器通过其上搭载的卫星导航系统实时获得飞行器的位置信息、速度信息，并将其传递给制导模块；在飞行器满足触发条件后，飞行器通过其上搭载的弹间通讯模块与邻居飞行器进行剩余飞行时间的交互，并将获得的邻居飞行器的剩余飞行时间传递给制导模块；通过所述制导模块基于接收到的信息获得加速度指令；通过控制模块基于加速度指令生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转，调整飞行器的姿态。2.根据权利要求1所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，在飞行器满足触发条件后，通过所述制导模块获得的加速度指令包括俯仰加速度指令和偏航加速度指令；所述俯仰加速度指令和偏航加速度指令通过下式(一)获得：其中，a
y,i
表示第i个飞行器上的俯仰加速度指令，a
z,i
表示第i个飞行器上的偏航加速度指令，n表示比例导引系数，v
i
表示第i个飞行器的速度，r
i
表示第i个飞行器与目标之间的距离，φ
i
表示第i个飞行器的速度矢量相对弹目视线的前置偏角，θ
i
表示第i个飞行器的速度矢量相对弹目视线的前置倾角，σ
i
表示第i个飞行器的速度前置角，表示第i个飞行器的速度前置角与其最大允许值的比值，ρ()表示非线性函数，u
i
表示第i个飞行器的剩余飞行时间一致控制量。3.根据权利要求2所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，所述通过下式(二)获得：其中，σ
imax
表示第i个飞行器速度前置角的最大允许值。4.根据权利要求2所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，所述非线性函数ρ()如下式(三)所示：ρ(x)＝1-|x|
m
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(三)其中，x表示任意变量；m表示设计参数。
5.根据权利要求2所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，所述第i个飞行器的速度前置角σ
i
通过下式(四)获得：σ
i
＝arccos(cosθ
i
cosφ
i
)
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(四)。6.根据权利要求2所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，所述u
i
通过下式(五)获得：其中，c表示控制增益，其取值为正的常数，n表示飞行器的数量，u
i
(t)表示t时刻第i个飞行器的剩余飞行时间一致控制量，表示第i个飞行器在其触发时刻传输的剩余飞行时间估计值，表示第i个飞行器在时刻收到的第j个飞行器的剩余飞行时间估计值，n
i
表示第i个飞行器的邻居集合，所述邻居是指能够与其信号相连，进而传递剩余飞行时间估计值的飞行器。7.根据权利要求6所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，所述剩余飞行时间估计值通过下式(六)获得：其中，t
goi
表示第i个飞行器的剩余飞行时间估计值。8.根据权利要求1所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，所述触发条件为触发函数大于0，所述触发函数如下式(七)所示：其中，g
i
(t)表示第i个飞行器的触发函数，e
i
(t)表示第i个飞行器的本地误差量，a表示设计参数，且0＜a＜(1/|n
i
|)，s
i
表示设计参数，且0＜s
i
＜1，|n
i
|表示集合n
i
的势，表示由触发量决定的剩余飞行时间一致性误差。9.根据权利要求8所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，所述本地误差量e
i
(t)通过下式(八)获得：其中，表示时刻第i个飞行器的剩余飞行时间触发通信量，
t
goi
(t)表示第i个飞行器的实时剩余飞行时间。10.根据权利要求8所述的基于事件触发机制的多约束协同制导方法，其特征在于，所述通过下式(九)获得：其中，表示分段常数变量；表示时刻第i个飞行器的剩余飞行时间触发通信量，表示时刻第j个飞行器的剩余飞行时间触发通信量。

技术总结
本发明公开了一种事件触发机制的多约束协同制导方法，该方法中，在每个飞行器中都灌装三维空间中建立耦合的相对运动模型，通过引入三维偏置比例导引的概念，利用偏置项使得所有飞行器在满足最大视场角约束的条件下剩余飞行时间能够趋于一致；该方法中利用分布式协同制导律，相较于连续的控制方法可以有效减少个体之间的数据传输频率，克服通信的限制并提高通信传输效率；分布式的通信网络则可以有效避免集中式通信拓扑的单点失效问题，并且期望攻击时间无需在发射前事先设定，由飞行器群之间进行不连续通信并且最终完成协同制导任务。间进行不连续通信并且最终完成协同制导任务。


技术研发人员：王江 何智川 范世鹏 段鑫尧 刘畅 王思卓
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2023.05.17
技术公布日：2023/9/20