一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法与流程

本发明涉及一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法，属于无人作战飞机自主空战领域。

背景技术：
无人作战飞机(UnmannedCombatAirVehicles，UCAV)是指一种专门作为战斗平台而设计的无人机(UnmannedAirVehicle，UAV)。无人作战飞机是在无人机和有人战斗机的基础上充分利用信息技术革命时代的各种技术成果，进一步向更高性能和更高自主作战能力方向深入发展的一种全新信息化武器系统。武器系统的发展，改变了整个空战的作战环境和作战方式，使其发展成为由超视距攻击和近距格斗两个阶段先后组成的复杂任务。超视距空战，是配合中远程导弹和雷达火控系统，在中高空、超音速区域采取的主要作战方式。但由于导弹的命中概率、敌机的电子干扰等问题，无人作战飞机在超视距攻击时可能会出现攻击失败的情况，此时双方就可能进入近距格斗作战阶段。而随着作战环境监测技术和识别技术的不断突破，在交战双方信息比较清晰的情况下，如何在机载设备采集的信息指引下，快速、准确地进行空战策略的选择，则成为了决定近距格斗成败的关键性因素。本发明旨在提高无人作战飞机的自主空战能力，使其可在在线感知的情况下，实时或近实时地进行战略、战术选择，从而具备等同于有人战斗机上飞行员的决策能力。目前，空战自主决策的研究方法很多，主要有专家系统法、神经网络法、微分对策法和机器博弈等。其中机器博弈法主要由四个要素组成，分别为博弈参与者、博弈策略集、博弈次序和博弈支付函数。机器博弈可以描述为博弈参与者按照博弈次序,以博弈支付函数作为评判指标,从博弈策略集中搜索出最终博弈策略的过程。极大极小值算法是一种机器博弈搜索算法，其思想是最小化博弈对手的最大博弈支付函数收益，即在找出己方博弈支付函数收益最小可能性中的最大值。在现有无人作战飞机空战自主决策研究中，机器博弈法所采用的无人作战飞机模型均是较为简化的三自由度质点模型，该模型仅描述了无人作战飞机质心的三个线运动自由度(飞行速度的增减运动、质心升降运动和质心侧移运动)，而无人作战飞机在空间中的运动是存在六个自由度的，除以上三个线运动自由度外，还包括绕质心的三个角运动自由度(俯仰角运动、偏航角运动和滚转角运动)。本发明即面向更为复杂的六自由度非线性无人作战飞机模型，从实用性和实时性考虑，提出了一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法，以提高在同等近距格斗条件下我方获胜的概率。

技术实现要素：
1、发明目的：本发明提供了一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法，其目的是提供一种更具有实际应用价值的无人作战飞机空战自主决策方法，旨在保证决策正确性和科学性的同时，有效缩短决策时间，从而提高无人作战飞机的作战能力，以解决无人作战飞机自主空战研究进入半物理仿真阶段时所可能遇到的问题，并提高无人作战飞机自主空战研究进入空中验证的可行性。2、技术方案：本发明针对六自由度非线性无人作战飞机模型，开发了一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法，该方法的实现步骤如下：步骤一：搭建六自由度非线性无人作战飞机Simulink仿真模型六自由度非线性无人作战飞机模型简化示意图如图1所示。模型中，控制输入为U＝[δTδeδaδr]，其中δT为油门杆，δe为升降舵偏转角，δa为副翼偏转角，δr为方向舵偏转角；状态量X＝[xgyghφθψVαβpqr]，其中(xg,yg,h)为无人作战飞机的空间位置，φ为滚转角，θ为俯仰角，ψ为偏航角，V为气流速度，α为迎角，β为侧滑角，p为滚转角速度，q为俯仰角速度，r为偏航角速度。这12个状态量的微分方程可描述为：其中，(u,v,w)为无人作战飞机在机体坐标轴系Oxyz的三个速度分量，(Ix,Iy,Iz)为分别绕x轴，y轴和z轴的转动惯量，Ixz为惯量积，(L,M,N)分别为滚转力矩，俯仰力矩和偏航力矩。步骤二：设计六自由度非线性无人作战飞机控制律(1)无人作战飞机配平在给定高度h，气流速度V和迎角α的状态下，对无人作战飞机进行配平。求解可使无人作战飞机所受合力和合力矩为零的控制量和俯仰角。(2)纵向通道控制律设计在配平状态下，向无人作战飞机输入给定升降舵阶跃信号后，由迎角α，俯仰角θ，气流速度V和俯仰角速度q的响应曲线设计迎角自动驾驶仪，进而实现对迎角控制指令αcom的跟踪。(3)横侧向通道控制律设计在配平状态下，分别向无人作战飞机模型输入给定的副翼和方向舵阶跃信号，由二者的滚转角速度p,偏航角速度r,滚转角φ,偏航角ψ,侧滑角β和侧向过载ny响应曲线设计滚转角自动驾驶仪，进而实现对滚转角控制指令φcom的跟踪。步骤三：建立无人作战飞机简化模型无人作战飞机简化模型的控制输入指令为(nxcom,nfcom,γcom)，分别对应切向过载nx，法向过载nf和航迹滚转角γ的输出期望。状态量为其中μ为航迹倾斜角，为航迹方位角，V为气流速度。以上6个状态量的微分方程可描述为：其中，g为重力加速度。步骤四：建立机载航炮模型机载航炮模型的示意图如图2所示。其有效射程为ER，以机体轴x轴为轴线，A1为半顶角的类锥形空间区域为机载航炮的有效攻击范围。当目标方位角(攻击目标与无人作战飞机的连线与x轴间的夹角)小于攻击概率分界角A2(需满足A2＜A1)时，机载航炮命中率为P2；当目标方位角界于机载航炮类锥形攻击区域半顶角A1与攻击概率分界角A2之间时，机载航炮命中率为P1(需满足P2＞P1)。步骤五：设计无人作战飞机控制输入指令库在对无人作战飞机简化模型的控制输入指令(nxcom,nfcom,γcom)进行离散化处理后，经排列组合可得到无人作战飞机控制输入指令库。步骤六：控制输入指令转换经步骤二后，六自由度非线性无人作战飞机仿真模型的控制输入指令转变为(αcom,φcom)。在不改变油门杆δT的情况下，六自由度非线性模型控制输入指令(αcom,φcom)与简化模型的控制输入指令(nxcom,nfcom,γcom)存在如下转换关系：其中，Zα为合外力沿x轴的分量关于迎角α的偏导数，V为气流速度，g为重力加速度。步骤七：建立基于简化模型的无人作战飞机近距格斗机器博弈模型在本发明中，博弈参与者为无人作战飞机的红蓝双方，博弈策略集为控制输入指令库，博弈次序为初始时刻红蓝双方对于攻击和防守的角色设定，博弈支付函数为如下的打分函数：其中S为态势评估函数，AR为红方速度VR与两机连线的夹角，AB为蓝方速度VB与两机连线的夹角，CR为常系数，D为两机间距离，K为灵敏度，红方打分函数得分为SR，蓝方打分函数得分为SB。综上，基于简化模型的无人作战飞机近距格斗机器博弈模型可简化表示为如图3所示的形式。交战红蓝双方依据t时刻的双方状态量信息(主要为空间位置(xg,yg,h)和气流速度V)，以简化模型为博弈演化模型，以控制输入指令库为备选项，以各自打分函数得分为标准，采用极大极小值法,决策出各自在t～(t+tg)时间区间内的控制指令输入(nxcom,nfcom,γcom)，其中tg为机器博弈决策时间间隔。以红方为例,极大极小值法的具体体现为：在假定红方选择指令库中某一指令后，蓝方每选择一个指令，由公式(4)可求得一个红方打分函数得分SR，取这些红方打分函数得分SR中的最小值作为备选项，再从这些最小值中取最大值，其所对应的红方控制输入指令，即为红方的最终决策结果，反之亦然。步骤八：仿真验证基于简化模型机器博弈的无人作战飞机近距格斗仿真流程图如图4所示。其中ts为采样时间(要求ts可整除机器博弈决策时间间隔tg)，Tmax为最大运行时间，Tgame为机器博弈决策时间。若仿真结果不理想，可适当调节参数常系数CR,灵敏度K和采样时间ts，或可重新设计打分函数和控制输入指令库，也可考虑重新设计六自由度非线性无人作战飞机控制律。3、优点及效果：本发明提出了一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法。该方法的优势主要体现在两个方面：一方面，该方法是面向更为复杂的六自由度非线性无人作战飞机模型，而非传统无人作战飞机空战研究中所考虑的三自由度质点模型，因此更具有实际应用价值；另一方面，该方法在现有机器博弈方法上进行了适当改进，采用简化模型进行博弈推演，其决策结果为复杂模型所用，故而在一定程度上缩短了决策时间，满足了空中验证的实时性需求，进而有效提高了无人作战飞机在近距格斗中的作战能力。附图说明图1六自由度非线性无人作战飞机模型。图2机载航炮模型。图3基于简化模型的无人作战飞机近距格斗机器博弈模型。图4基于简化模型机器博弈的无人作战飞机近距格斗仿真流程图。图5a单位升降舵偏转角输入气流速度响应曲线。图5b单位升降舵偏转角输入迎角响应曲线。图5c单位升降舵偏转角输入俯仰角响应曲线。图5d单位升降舵偏转角输入俯仰角速度响应曲线。图6迎角自动驾驶仪。图7a单位迎角输入气流速度响应曲线。图7b单位迎角输入迎角响应曲线。图7c单位迎角输入俯仰角响应曲线。图7d单位迎角输入俯仰角速度响应曲线。图8a单位副翼偏转角输入滚转角速度响应曲线。图8b单位副翼偏转角输入偏航角速度响应曲线。图8c单位副翼偏转角输入滚转角响应曲线。图8d单位副翼偏转角输入偏航角响应曲线。图8e单位副翼偏转角输入侧滑角响应曲线。图8f单位副翼偏转角输入侧向过载响应曲线。图9a单位方向舵偏转角输入滚转角速度响应曲线。图9b单位方向舵偏转角输入偏航角速度响应曲线。图9c单位方向舵偏转角输入滚转角响应曲线。图9d单位方向舵偏转角输入偏航角响应曲线。图9e单位方向舵偏转角输入侧滑角响应曲线。图9f单位方向舵偏转角输入侧向过载响应曲线。图10滚转角自动驾驶仪。图11a单位滚转角输入滚转角速度响应曲线。图11b单位滚转角输入偏航角速度响应曲线。图11c单位滚转角输入滚转角响应曲线。图11d单位滚转角输入偏航角响应曲线。图11e单位滚转角输入侧滑角响应曲线。图11f单位滚转角输入侧向过载响应曲线。图12红蓝双方近距格斗三维航迹。图中标号及符号说明如下：Ox——无人作战飞机机体坐标轴系横轴A1——机载航炮类锥形攻击区域半顶角A2——机载航炮模型的攻击概率分界角t——时间tg——机器博弈决策时间间隔Tgame——机器博弈决策时间Tmax——最大运行时间ts——采样时间(nxcom,nfcom,γcom)——简化模型的控制输入指令(αcom,φcom)——六自由度非线性模型控制输入指令N——不满足条件(否)Y——满足条件(是)V——气流速度α——迎角θ——俯仰角q——俯仰角速度δe——升降舵偏转角p——滚转角速度r——偏航角速度φ——滚转角ψ——偏航角β——侧滑角ny——侧向过载K1,K2,K3——反馈增益Cos——余弦函数Sin——正弦函数具体实施方式下面通过一个具体的六自由度无人作战飞机近距格斗实例来验证本发明所提出的设计方法的有效性，本实例所选用的六自由度无人作战飞机模型为F-16战斗机模型，F-16战斗机是美国通用动力公司为美国空军研制的一种单发单座的轻型战斗机。实验计算机配置为Pentium处理器，2.50Ghz主频，1G内存，软件为MATLAB2004版本。见图1—图12，本发明一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法，该方法具体步骤如下：步骤一：搭建六自由度非线性F-16战斗机Simulink仿真模型F-16战斗机的固有参数设置如下：气流速度V在水平面上的分量的变化范围为56～408m/s,高度h的最大值应小于15,239m，绕x轴，y轴和z轴的转动惯量(Ix,Iy,Iz)＝(12874.8，75673.6，85552.1)kg·m2,惯量积Ixz＝1331.4kg·m2。F-16战斗机的控制输入约束设置如下：油门杆δT的允许范围为1000～19000lbs,其变化速率的允许范围为-10000～10000lbs/s；升降舵偏转角δe的允许范围为-25～25deg，其变化速率的允许范围为-60～60deg/s；副翼偏转角δa的允许范围为-21.5～21.5deg，其变化速率的允许范围为-80～80deg/s；方向舵偏转角δr的允许范围为-30～30deg，其变化速率的允许范围为-120～120deg/s。步骤二：设计F-16战斗机模型控制律(1)F-16战斗机模型配平本实例对F-16战斗机模型在高度h＝3000m,气流速度V＝150m/s，迎角α＝3.5973deg的状态下进行单点配平，经过配平后各控制量和俯仰角如下：油门杆δT＝2080.9182lbs，升降舵偏转角δe＝-2.252deg，副翼偏转角δa＝0deg，方向舵偏转角δr＝0deg，俯仰角θ＝3.5973deg。(2)纵向通道控制律设计在配平状态下，向F-16战斗机模型输入一个-1°的升降舵阶跃信号后，迎角α，俯仰角θ，气流速度V和俯仰角速度q的响应曲线如附图5所示。针对响应曲线存在的问题，设计如附图6所示的迎角自动驾驶仪。其中俯仰角速度反馈增益k＝0.5，PI控制器kα＝0.9+1.4(1/s)，俯仰角速率陀螺传感器传递函数为迎角传感器传递函数为此时，给定单位迎角输入，迎角α，俯仰角θ，气流速度V和俯仰角速度q的响应曲线如附图7所示。可见，所设计的迎角自动驾驶仪可实现迎角控制指令跟踪。(3)横侧向通道控制律设计在配平状态下，分别向F-16战斗机模型输入一个-1°的副翼和方向舵阶跃信号，其滚转角速度p，偏航角速度r,滚转角φ，偏航角ψ，侧滑角β和侧向过载ny响应曲线分别如附图8和9所示。针对响应曲线的问题，设计如附图10所示的滚转角自动驾驶仪。其中反馈增益(K1,K2,K3)＝(-0.25,1,0.5)，PI控制器kφ＝2+1.5(1/s)，滚转角速率陀螺传递函数为超前滞后环节传递函数为高通滤波器的传递函数为侧向过载假频滤波器传递函数为偏航角速度陀螺的传递函数为此时，给定单位滚转角输入，滚转角速度p，偏航角速度r,滚转角φ，偏航角ψ，侧滑角β和侧向过载ny的响应曲线如附图11所示。可见，所设计的滚转角自动驾驶仪在实现滚转角控制指令跟踪的同时，亦可保持偏航角速度r，侧滑角β和侧向过载ny的稳定。步骤三：建立F-16战斗机简化模型F-16战斗机的简化模型如公式(2)所示，其中重力加速度g＝9.8m/s2步骤四：建立机载航炮模型机载航炮模型的示意图如附图2所示。其中有效射程ER＝1000m，机载航炮类锥形攻击区域半顶角A1＝20deg，攻击概率分界角A2＝10deg，机载航炮命中率(P1,P2)＝(0.9,0.95)。步骤五：设计F-16战斗机控制输入指令库本实例针对简化模型控制输入指令(nxcom,nfcom,γcom)的离散化处理如下:nxcom＝0，nfcom＝{0.811.21.42}，γcom＝{-45°045°}，故经排列组合可得到规模为15的控制输入指令库。步骤六：控制输入指令转换在考虑工程实际，本实例中取六自由度非线性模型迎角控制输入指令为(迎角控制输入指令αcom的单位是弧度)。步骤七：建立基于简化模型的F-16战斗机近距格斗机器博弈模型依据附图3建立基于简化模型的F-16战斗机近距格斗机器博弈模型。其中常系数CR＝1,灵敏度K＝1000，机器博弈决策时间间隔tg＝2s。步骤八：仿真验证本实例中，取采样时间ts＝0.01s，最大运行时间Tmax＝300s，并设定红方为攻击方，蓝方为防守方，红蓝双方的初始状态设置如下：红方空间位置(xg,yg,h)＝(0,0,3300)，气流速度V＝150m/s，航迹倾斜角μ＝0deg，航迹方位角，航迹滚转角γ＝0deg，切向过载nx＝0，法向过载nf＝1；蓝方空间位置(xg,yg,h)＝(1500,1500,3300)，气流速度V＝150m/s，航迹倾斜角μ＝0deg，航迹方位角，航迹滚转角γ＝0deg，切向过载nx＝0，法向过载nf＝1。经83轮博弈，红方最终击落蓝方，全过程仿真结果如附图12所示。仿真验证了通过本发明所提出的基于简化模型的机器博弈方法，红方在近距格斗过程中可完成攻击任务，成功击落蓝方。