CN112947523A - 基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及*** - Google Patents

基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及*** Download PDF

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CN112947523A CN202110228849.4A CN202110228849A CN112947523A CN 112947523 A CN112947523 A CN 112947523A CN 202110228849 A CN202110228849 A CN 202110228849A CN 112947523 A CN112947523 A CN 112947523A
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Abstract

本发明属于制导与控制技术领域，公开了一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及***，所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***包括：飞行器参数采集模块、动力学模型构建模块、中央控制模块、目标物信息采集模块、动力学模型分析模块、线性扩张设计模块、制导律设计模块、参数优化模块、滑模控制模块、数据存储模块、更新显示模块。本发明通过飞行器动力学模型实现对飞行器动力学模型对应的线性扩张状态观测器以及非奇异快速终端滑模约束制导律的设计；依据优化参数进行非奇异快速终端滑模控制，进行控制方法简便且能够实现精确控制，能够保证有限时间收敛，有效提高落角误差收敛速度和落点精度，具有广阔的应用前景。

Description

基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及***
技术领域
本发明属于制导与控制技术领域，尤其涉及一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及***。
背景技术
目前，飞行器是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间飞行的器械飞行物。为了提升飞行器的使用效能，某些特殊任务要求制导律不仅能够实现高落点精度，还期望弹道末段满足特定落角，以实现水平打击或垂直返回等任务需求，需要研究在各种干扰偏差作用下实现落角快速收敛的高精度角度约束自适应制导技术。
滑模控制技术对于存在模型误差等强不确定性的复杂***，具有较好的自适应性，因此在制导律设计中得到越来越多的应用。终端滑模控制方法相对于传统线性滑模面，能够使得***模态实现快速收敛，当离***平衡点距离较近时状态轨迹能够较快地向平衡点收敛，然而当轨迹离平衡点较远时，***状态向平衡点收敛的速率较低。但是，现有的终端滑模制导律中的奇异和远离平衡点时收敛速度较慢，落角误差收敛速度和落点精度较差。因此，亟需一种新的角度约束制导方法。
通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：现有的终端滑模制导律中的奇异和远离平衡点时收敛速度较慢，落角误差收敛速度和落点精度较差。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及***。
本发明是这样实现的，一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***包括：
飞行器参数采集模块、动力学模型构建模块、中央控制模块、目标物信息采集模块、动力学模型分析模块、线性扩张设计模块、制导律设计模块、参数优化模块、滑模控制模块、数据存储模块、更新显示模块。
飞行器参数采集模块，与中央控制模块连接，用于通过飞行器参数采集程序进行飞行器参数的采集，得到飞行器参数；所述飞行器参数包括飞行器的飞行高度、飞行器的飞行角度；
动力学模型构建模块，与中央控制模块连接，用于通过动力学模型构建程序进行动力学模型的构建，得到飞行器动力学模型；
中央控制模块，与飞行器参数采集模块、动力学模型构建模块、目标物信息采集模块、动力学模型分析模块、线性扩张设计模块、制导律设计模块、参数优化模块、滑模控制模块、数据存储模块、更新显示模块连接，用于通过中央处理器协调控制所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***各个模块的正常运行，包括：
(1)根据输入的被控制量和输出反馈量计算误差值；
(2)根据误差值计算误差变化率；
(3)利用模糊规则根据误差值和误差变化率对主控机的PID参数进行自适应整定，输出PID参数的变化量；
(4)根据所述误差值和误差变化率得到PID参数的初始值；
(5)在每次PID计算时根据所述PID参数的初始值和变化量得到PID参数值；其中，所述PID参数值的获取公式为：
Kp＝Kp0+ΔKp；
Ki＝Ki0+ΔKi；
Kd＝Kd0+ΔKd；
其中，Kp为比例调节系数的PID参数值，Ki为积分调节系数的PID参数值，Kd为微分调节系数的PID参数值；Kp0为比例调节系数的初始值、Ki0为积分调节系数的初始值，Kd0为微分调节系数的初始值；ΔKp为比例调节系数的变化量、ΔKi为积分调节系数的变化量，ΔKd为微分调节系数的变化量；
(6)根据所述PID参数值计算控制输出量给各个模块；
目标物信息采集模块，与中央控制模块连接，用于通过目标信息采集程序进行目标物信息的采集，并依据采集的目标物信息进行目标物所在的二维平面的构建，得到攻击平面；所述目标物信息包括目标物的位置以及目标物的动、静状态；
动力学模型分析模块，与中央控制模块连接，用于通过动力学模型分析程序进行构建的动力学模型的分析，得到动力学模型分析结果；
线性扩张设计模块，与中央控制模块连接，用于通过线性扩张设计程序依据飞行器动力学模型进行线性扩张状态观测器的设计，得到飞行器动力学模型对应的线性扩张状态观测器；
制导律设计模块，与中央控制模块连接，用于通过制导律设计程序依据飞行器动力学模型进行非奇异快速终端滑模约束制导律的设计，得到飞行器动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律；
参数优化模块，与中央控制模块连接，用于通过参数优化程序进行线性扩张状态观测器的参数以及动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律的控制参数的优化，得到优化参数；
滑模控制模块，与中央控制模块连接，用于通过滑模控制程序依据优化参数进行非奇异快速终端滑模控制；
数据存储模块，与中央控制模块连接，用于通过存储器存储飞行器参数、飞行器动力学模型、目标物信息以及优化参数的实时数据；
更新显示模块，与中央控制模块连接，用于通过显示器对飞行器参数、飞行器动力学模型、目标物信息以及优化参数的实时数据进行更新显示。
进一步，动力学模型构建模块中，所述通过动力学模型构建模块利用动力学模型构建程序进行动力学模型的构建，包括：对模型构建前提进行假设，以及在假设条件下进行动力学模型的构建。
进一步，所述对模型构建前提进行假设，包括：飞行器是刚体、机体结构是完全对称的、飞行器重心与机体中心重合、把地面坐标系当作惯性坐标系、忽略地球曲率和重力加速度的变化。
进一步，所述飞行器动力学模型包括位置动力学模型和姿态动力学模型。
进一步，制导律设计模块中，所述通过制导律设计模块利用制导律设计程序依据飞行器动力学模型进行非奇异快速终端滑模约束制导律的设计，包括：
(1)选取非奇异快速终端滑模面式，对非奇异快速终端滑模面式进行求导得到求导式；
(2)基于快速终端滑模控制算法设计趋近律；
(3)依据求导式与趋近律得到非奇异快速终端滑模角度约束制导律的表达式。
进一步，所述飞行器动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律视线角偏差滑模面和视线角速率在有限时间收敛至零平衡点，过程中不会出现奇异。
进一步，参数优化模块中，所述通过参数优化模块利用参数优化程序进行线性扩张状态观测器的参数以及动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律的控制参数的优化，包括：采用果蝇算法对所述参数进行优化。
进一步，所述采用果蝇算法对所述参数进行优化，包括：
(1)初始化果蝇的种群数目、总迭代次数以及果蝇种群的初始位置；
(2)每个果蝇个体依靠嗅觉去随机寻找食物源，并确定其方向与距离；
(3)计算原点到随机食物源的距离，再根据距离定义气味浓度；
(4)将气味浓度代入到目标函数的公式中，来计算每个果蝇个体的气味浓度，并找出具有最佳的气味浓度的果蝇个体：
(5)记录并保留最佳的气味浓度的果蝇个体与其位置，其他剩余果蝇均向最佳果蝇处集中，实现算法的进化：
(6)进入迭代寻优，判断当前最佳气味浓度是否优于前一代，若是，则保留当前寻优结果；若否，则被摒弃，直到迭代次数等于总迭代次数。
本发明的另一目的在于提供一种存储在计算机可读介质上的计算机程序产品，包括计算机可读程序，供于电子装置上执行时，提供用户输入接口以应用所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***。
本发明的另一目的在于提供一种计算机可读存储介质，储存有指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机应用所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***。
结合上述的所有技术方案，本发明所具备的优点及积极效果为：本发明提供的基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，通过进行飞行器参数的采集实现对飞行器动力学模型的构建，进而实现对飞行器动力学模型对应的线性扩张状态观测器以及非奇异快速终端滑模约束制导律的设计；通过对设计的线性扩张状态观测器和非奇异快速终端滑模约束制导律的参数优化获得优化参数，依据优化参数进行非奇异快速终端滑模控制，进行控制的方法简便且能够实现精确控制。同时，相对于传统制导方法，本发明提供的基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法能够保证有限时间收敛，有效提高落角误差收敛速度和落点精度，具有广阔的应用前景。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例提供的基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***结构框图；
图中：1、飞行器参数采集模块；2、动力学模型构建模块；3、中央控制模块；4、目标物信息采集模块；5、动力学模型分析模块；6、线性扩张设计模块；7、制导律设计模块；8、参数优化模块；9、滑模控制模块；10、数据存储模块；11、更新显示模块。
图2是本发明实施例提供的基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法流程图。
图3是本发明实施例提供的通过中央控制模块利用主控机对各个模块的正常运行进行控制的方法流程图。
图4是本发明实施例提供的通过制导律设计模块利用制导律设计程序依据飞行器动力学模型进行非奇异快速终端滑模约束制导律的设计方法流程图。
图5是本发明实施例提供的采用果蝇算法对所述参数进行优化的方法流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法及***，下面结合附图对本发明作详细的描述。
如图1所示，本发明实施例提供的基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***包括：飞行器参数采集模块1、动力学模型构建模块2、中央控制模块3、目标物信息采集模块4、动力学模型分析模块5、线性扩张设计模块6、制导律设计模块7、参数优化模块8、滑模控制模块9、数据存储模块10、更新显示模块11。
飞行器参数采集模块1，与中央控制模块3连接，用于通过飞行器参数采集程序进行飞行器参数的采集，得到飞行器参数；所述飞行器参数包括飞行器的飞行高度、飞行器的飞行角度；
动力学模型构建模块2，与中央控制模块3连接，用于通过动力学模型构建程序进行动力学模型的构建，得到飞行器动力学模型；
中央控制模块3，与飞行器参数采集模块1、动力学模型构建模块2、目标物信息采集模块4、动力学模型分析模块5、线性扩张设计模块6、制导律设计模块7、参数优化模块8、滑模控制模块9、数据存储模块10、更新显示模块11连接，用于通过中央处理器协调控制所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***各个模块的正常运行；
目标物信息采集模块4，与中央控制模块3连接，用于通过目标信息采集程序进行目标物信息的采集，并依据采集的目标物信息进行目标物所在的二维平面的构建，得到攻击平面；所述目标物信息包括目标物的位置以及目标物的动、静状态；
动力学模型分析模块5，与中央控制模块3连接，用于通过动力学模型分析程序进行构建的动力学模型的分析，得到动力学模型分析结果；
线性扩张设计模块6，与中央控制模块3连接，用于通过线性扩张设计程序依据飞行器动力学模型进行线性扩张状态观测器的设计，得到飞行器动力学模型对应的线性扩张状态观测器；
制导律设计模块7，与中央控制模块3连接，用于通过制导律设计程序依据飞行器动力学模型进行非奇异快速终端滑模约束制导律的设计，得到飞行器动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律；
参数优化模块8，与中央控制模块3连接，用于通过参数优化程序进行线性扩张状态观测器的参数以及动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律的控制参数的优化，得到优化参数；
滑模控制模块9，与中央控制模块3连接，用于通过滑模控制程序依据优化参数进行非奇异快速终端滑模控制；
数据存储模块10，与中央控制模块3连接，用于通过存储器存储飞行器参数、飞行器动力学模型、目标物信息以及优化参数的实时数据；
更新显示模块11，与中央控制模块3连接，用于通过显示器对飞行器参数、飞行器动力学模型、目标物信息以及优化参数的实时数据进行更新显示。
如图2所示，本发明实施例提供的基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法包括以下步骤：
S101，通过飞行器参数采集模块利用飞行器参数采集程序进行飞行器参数的采集，得到飞行器参数；所述飞行器参数包括飞行器的飞行高度、飞行器的飞行角度；
S102，通过动力学模型构建模块利用动力学模型构建程序进行动力学模型的构建，得到飞行器动力学模型；通过中央控制模块利用中央处理器协调控制所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***各个模块的正常运行；
S103，通过目标物信息采集模块利用目标信息采集程序进行目标物信息的采集，并依据采集的目标物信息进行目标物所在的二维平面的构建，得到攻击平面；所述目标物信息包括目标物的位置以及目标物的动、静状态；
S104，通过动力学模型分析模块利用动力学模型分析程序进行构建的动力学模型的分析，得到动力学模型分析结果；
S105，通过线性扩张设计模块利用线性扩张设计程序依据飞行器动力学模型进行线性扩张状态观测器的设计，得到飞行器动力学模型对应的线性扩张状态观测器；
S106，通过制导律设计模块利用制导律设计程序依据飞行器动力学模型进行非奇异快速终端滑模约束制导律的设计，得到飞行器动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律；
S107，通过参数优化模块利用参数优化程序进行线性扩张状态观测器的参数以及动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律的控制参数的优化，得到优化参数；
S108，通过滑模控制模块利用滑模控制程序依据优化参数进行非奇异快速终端滑模控制；通过数据存储模块利用存储器存储飞行器参数、飞行器动力学模型、目标物信息以及优化参数的实时数据；
S109，通过更新显示模块利用显示器对飞行器参数、飞行器动力学模型、目标物信息以及优化参数的实时数据进行更新显示。
本发明实施例提供的步骤S102中，所述通过动力学模型构建模块利用动力学模型构建程序进行动力学模型的构建，包括：对模型构建前提进行假设，以及在假设条件下进行动力学模型的构建。
本发明实施例提供的对模型构建前提进行假设，包括：飞行器是刚体、机体结构是完全对称的、飞行器重心与机体中心重合、把地面坐标系当作惯性坐标系、忽略地球曲率和重力加速度的变化。
本发明实施例提供的飞行器动力学模型包括位置动力学模型和姿态动力学模型。
如图3所示，本发明实施例提供的步骤S102中，所述通过中央控制模块利用中央处理器协调控制所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***各个模块的正常运行，包括：
S201，根据输入的被控制量和输出反馈量计算误差值；
S202，根据误差值计算误差变化率；
S203，利用模糊规则根据误差值和误差变化率对主控机的PID参数进行自适应整定，输出PID参数的变化量；
S204，根据所述误差值和误差变化率得到PID参数的初始值；
S205，在每次PID计算时根据所述PID参数的初始值和变化量得到PID参数值；
S206，根据所述PID参数值计算控制输出量给各个模块。
本发明实施例提供的在每次PID计算时根据所述PID参数的初始值和变化量得到PID参数值；其中，所述PID参数值的获取公式为：
Kp＝Kp0+ΔKp；
Ki＝Ki0+ΔKi；
Kd＝Kd0+ΔKd；
其中，Kp为比例调节系数的PID参数值，Ki为积分调节系数的PID参数值，Kd为微分调节系数的PID参数值；Kp0为比例调节系数的初始值、Ki0为积分调节系数的初始值，Kd0为微分调节系数的初始值；ΔKp为比例调节系数的变化量、ΔKi为积分调节系数的变化量，ΔKd为微分调节系数的变化量。
如图4所示，本发明实施例提供的步骤S106中，所述通过制导律设计模块利用制导律设计程序依据飞行器动力学模型进行非奇异快速终端滑模约束制导律的设计，包括：
S301，选取非奇异快速终端滑模面式，对非奇异快速终端滑模面式进行求导得到求导式；
S302，基于快速终端滑模控制算法设计趋近律；
S303，依据求导式与趋近律得到非奇异快速终端滑模角度约束制导律的表达式。
本发明实施例提供的步骤S106中，所述飞行器动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律视线角偏差滑模面和视线角速率在有限时间收敛至零平衡点，过程中不会出现奇异。
本发明实施例提供的步骤S107中，所述通过参数优化模块利用参数优化程序进行线性扩张状态观测器的参数以及动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律的控制参数的优化，包括：采用果蝇算法对所述参数进行优化。
如图5所示，本发明实施例提供的采用果蝇算法对所述参数进行优化，包括：
S401，初始化果蝇的种群数目、总迭代次数以及果蝇种群的初始位置；
S402，每个果蝇个体依靠嗅觉去随机寻找食物源，并确定其方向与距离；
S403，计算原点到随机食物源的距离，再根据距离定义气味浓度；
S404，将气味浓度代入到目标函数的公式中，来计算每个果蝇个体的气味浓度，并找出具有最佳的气味浓度的果蝇个体：
S405，记录并保留最佳的气味浓度的果蝇个体与其位置，其他剩余果蝇均向最佳果蝇处集中，实现算法的进化：
S406，进入迭代寻优，判断当前最佳气味浓度是否优于前一代，若是，则保留当前寻优结果；若否，则被摒弃，直到迭代次数等于总迭代次数。
在上述实施例中，可以全部或部分地通过软件、硬件、固件或者其任意组合来实现。当使用全部或部分地以计算机程序产品的形式实现，所述计算机程序产品包括一个或多个计算机指令。在计算机上加载或执行所述计算机程序指令时，全部或部分地产生按照本发明实施例所述的流程或功能。所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。所述计算机指令可以存储在计算机可读存储介质中，或者从一个计算机可读存储介质向另一个计算机可读存储介质传输，例如，所述计算机指令可以从一个网站站点、计算机、服务器或数据中心通过有线(例如同轴电缆、光纤、数字用户线(DSL)或无线(例如红外、无线、微波等)方式向另一个网站站点、计算机、服务器或数据中心进行传输)。所述计算机可读取存储介质可以是计算机能够存取的任何可用介质或者是包含一个或多个可用介质集成的服务器、数据中心等数据存储设备。所述可用介质可以是磁性介质，(例如，软盘、硬盘、磁带)、光介质(例如，DVD)、或者半导体介质(例如固态硬盘SolidState Disk(SSD))等。
以上所述，仅为本发明较优的具体的实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，其特征在于，所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***包括：
飞行器参数采集模块、动力学模型构建模块、中央控制模块、目标物信息采集模块、动力学模型分析模块、线性扩张设计模块、制导律设计模块、参数优化模块、滑模控制模块、数据存储模块、更新显示模块；
飞行器参数采集模块，与中央控制模块连接，用于通过飞行器参数采集程序进行飞行器参数的采集，得到飞行器参数；所述飞行器参数包括飞行器的飞行高度、飞行器的飞行角度；
动力学模型构建模块，与中央控制模块连接，用于通过动力学模型构建程序进行动力学模型的构建，得到飞行器动力学模型；
中央控制模块，与飞行器参数采集模块、动力学模型构建模块、目标物信息采集模块、动力学模型分析模块、线性扩张设计模块、制导律设计模块、参数优化模块、滑模控制模块、数据存储模块、更新显示模块连接，用于通过中央处理器协调控制所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***各个模块的正常运行，包括：
(1)根据输入的被控制量和输出反馈量计算误差值；
(2)根据误差值计算误差变化率；
(3)利用模糊规则根据误差值和误差变化率对主控机的PID参数进行自适应整定，输出PID参数的变化量；
(4)根据所述误差值和误差变化率得到PID参数的初始值；
(5)在每次PID计算时根据所述PID参数的初始值和变化量得到PID参数值；其中，所述PID参数值的获取公式为：
Kp＝Kp0+ΔKp；
Ki＝Ki0+ΔKi；
Kd＝Kd0+ΔKd；
其中，Kp为比例调节系数的PID参数值，Ki为积分调节系数的PID参数值，Kd为微分调节系数的PID参数值；Kp0为比例调节系数的初始值、Ki0为积分调节系数的初始值，Kd0为微分调节系数的初始值；ΔKp为比例调节系数的变化量、ΔKi为积分调节系数的变化量，ΔKd为微分调节系数的变化量；
(6)根据所述PID参数值计算控制输出量给各个模块；
目标物信息采集模块，与中央控制模块连接，用于通过目标信息采集程序进行目标物信息的采集，并依据采集的目标物信息进行目标物所在的二维平面的构建，得到攻击平面；所述目标物信息包括目标物的位置以及目标物的动、静状态；
动力学模型分析模块，与中央控制模块连接，用于通过动力学模型分析程序进行构建的动力学模型的分析，得到动力学模型分析结果；
线性扩张设计模块，与中央控制模块连接，用于通过线性扩张设计程序依据飞行器动力学模型进行线性扩张状态观测器的设计，得到飞行器动力学模型对应的线性扩张状态观测器；
制导律设计模块，与中央控制模块连接，用于通过制导律设计程序依据飞行器动力学模型进行非奇异快速终端滑模约束制导律的设计，得到飞行器动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律；
参数优化模块，与中央控制模块连接，用于通过参数优化程序进行线性扩张状态观测器的参数以及动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律的控制参数的优化，得到优化参数；
滑模控制模块，与中央控制模块连接，用于通过滑模控制程序依据优化参数进行非奇异快速终端滑模控制；
数据存储模块，与中央控制模块连接，用于通过存储器存储飞行器参数、飞行器动力学模型、目标物信息以及优化参数的实时数据；
更新显示模块，与中央控制模块连接，用于通过显示器对飞行器参数、飞行器动力学模型、目标物信息以及优化参数的实时数据进行更新显示。
2.如权利要求1所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，其特征在于，动力学模型构建模块中，所述通过动力学模型构建模块利用动力学模型构建程序进行动力学模型的构建，包括：对模型构建前提进行假设，以及在假设条件下进行动力学模型的构建。
3.如权利要求2所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，其特征在于，所述对模型构建前提进行假设，包括：飞行器是刚体、机体结构是完全对称的、飞行器重心与机体中心重合、把地面坐标系当作惯性坐标系、忽略地球曲率和重力加速度的变化。
4.如权利要求2所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法，其特征在于，所述飞行器动力学模型包括位置动力学模型和姿态动力学模型。
5.如权利要求1所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，其特征在于，制导律设计模块中，所述通过制导律设计模块利用制导律设计程序依据飞行器动力学模型进行非奇异快速终端滑模约束制导律的设计，包括：
(1)选取非奇异快速终端滑模面式，对非奇异快速终端滑模面式进行求导得到求导式；
(2)基于快速终端滑模控制算法设计趋近律；
(3)依据求导式与趋近律得到非奇异快速终端滑模角度约束制导律的表达式。
6.如权利要求5所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，其特征在于，所述飞行器动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律视线角偏差滑模面和视线角速率在有限时间收敛至零平衡点，过程中不会出现奇异。
7.如权利要求1所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，其特征在于，参数优化模块中，所述通过参数优化模块利用参数优化程序进行线性扩张状态观测器的参数以及动力学模型对应的非奇异快速终端滑模约束制导律的控制参数的优化，包括：采用果蝇算法对所述参数进行优化。
8.如权利要求7所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***，其特征在于，所述采用果蝇算法对所述参数进行优化，包括：
(1)初始化果蝇的种群数目、总迭代次数以及果蝇种群的初始位置；
(2)每个果蝇个体依靠嗅觉去随机寻找食物源，并确定其方向与距离；
(3)计算原点到随机食物源的距离，再根据距离定义气味浓度；
(4)将气味浓度代入到目标函数的公式中，来计算每个果蝇个体的气味浓度，并找出具有最佳的气味浓度的果蝇个体：
(5)记录并保留最佳的气味浓度的果蝇个体与其位置，其他剩余果蝇均向最佳果蝇处集中，实现算法的进化：
(6)进入迭代寻优，判断当前最佳气味浓度是否优于前一代，若是，则保留当前寻优结果；若否，则被摒弃，直到迭代次数等于总迭代次数。
9.一种存储在计算机可读介质上的计算机程序产品，包括计算机可读程序，供于电子装置上执行时，提供用户输入接口以应用如权利要求1～8任意一项所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***。
10.一种计算机可读存储介质，储存有指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机应用如权利要求1～8任意一项所述基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导***。
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