本發(fā)明涉及一種基于簡化模型機器博弈的六自由度無人作戰(zhàn)飛機近距格斗方法，屬于無人作戰(zhàn)飛機自主空戰(zhàn)領域。

背景技術：
無人作戰(zhàn)飛機(UnmannedCombatAirVehicles，UCAV)是指一種專門作為戰(zhàn)斗平臺而設計的無人機(UnmannedAirVehicle，UAV)。無人作戰(zhàn)飛機是在無人機和有人戰(zhàn)斗機的基礎上充分利用信息技術革命時代的各種技術成果，進一步向更高性能和更高自主作戰(zhàn)能力方向深入發(fā)展的一種全新信息化武器系統(tǒng)。武器系統(tǒng)的發(fā)展，改變了整個空戰(zhàn)的作戰(zhàn)環(huán)境和作戰(zhàn)方式，使其發(fā)展成為由超視距攻擊和近距格斗兩個階段先后組成的復雜任務。超視距空戰(zhàn)，是配合中遠程導彈和雷達火控系統(tǒng)，在中高空、超音速區(qū)域采取的主要作戰(zhàn)方式。但由于導彈的命中概率、敵機的電子干擾等問題，無人作戰(zhàn)飛機在超視距攻擊時可能會出現(xiàn)攻擊失敗的情況，此時雙方就可能進入近距格斗作戰(zhàn)階段。而隨著作戰(zhàn)環(huán)境監(jiān)測技術和識別技術的不斷突破，在交戰(zhàn)雙方信息比較清晰的情況下，如何在機載設備采集的信息指引下，快速、準確地進行空戰(zhàn)策略的選擇，則成為了決定近距格斗成敗的關鍵性因素。本發(fā)明旨在提高無人作戰(zhàn)飛機的自主空戰(zhàn)能力，使其可在在線感知的情況下，實時或近實時地進行戰(zhàn)略、戰(zhàn)術選擇，從而具備等同于有人戰(zhàn)斗機上飛行員的決策能力。目前，空戰(zhàn)自主決策的研究方法很多，主要有專家系統(tǒng)法、神經(jīng)網(wǎng)絡法、微分對策法和機器博弈等。其中機器博弈法主要由四個要素組成，分別為博弈參與者、博弈策略集、博弈次序和博弈支付函數(shù)。機器博弈可以描述為博弈參與者按照博弈次序,以博弈支付函數(shù)作為評判指標,從博弈策略集中搜索出最終博弈策略的過程。極大極小值算法是一種機器博弈搜索算法，其思想是最小化博弈對手的最大博弈支付函數(shù)收益，即在找出己方博弈支付函數(shù)收益最小可能性中的最大值。在現(xiàn)有無人作戰(zhàn)飛機空戰(zhàn)自主決策研究中，機器博弈法所采用的無人作戰(zhàn)飛機模型均是較為簡化的三自由度質點模型，該模型僅描述了無人作戰(zhàn)飛機質心的三個線運動自由度(飛行速度的增減運動、質心升降運動和質心側移運動)，而無人作戰(zhàn)飛機在空間中的運動是存在六個自由度的，除以上三個線運動自由度外，還包括繞質心的三個角運動自由度(俯仰角運動、偏航角運動和滾轉角運動)。本發(fā)明即面向更為復雜的六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機模型，從實用性和實時性考慮，提出了一種基于簡化模型機器博弈的六自由度無人作戰(zhàn)飛機近距格斗方法，以提高在同等近距格斗條件下我方獲勝的概率。

技術實現(xiàn)要素：
1、發(fā)明目的：本發(fā)明提供了一種基于簡化模型機器博弈的六自由度無人作戰(zhàn)飛機近距格斗方法，其目的是提供一種更具有實際應用價值的無人作戰(zhàn)飛機空戰(zhàn)自主決策方法，旨在保證決策正確性和科學性的同時，有效縮短決策時間，從而提高無人作戰(zhàn)飛機的作戰(zhàn)能力，以解決無人作戰(zhàn)飛機自主空戰(zhàn)研究進入半物理仿真階段時所可能遇到的問題，并提高無人作戰(zhàn)飛機自主空戰(zhàn)研究進入空中驗證的可行性。2、技術方案：本發(fā)明針對六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機模型，開發(fā)了一種基于簡化模型機器博弈的六自由度無人作戰(zhàn)飛機近距格斗方法，該方法的實現(xiàn)步驟如下：步驟一：搭建六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機Simulink仿真模型六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機模型簡化示意圖如圖1所示。模型中，控制輸入為U＝[δTδeδaδr]，其中δT為油門桿，δe為升降舵偏轉角，δa為副翼偏轉角，δr為方向舵偏轉角；狀態(tài)量X＝[xgyghφθψVαβpqr]，其中(xg,yg,h)為無人作戰(zhàn)飛機的空間位置，φ為滾轉角，θ為俯仰角，ψ為偏航角，V為氣流速度，α為迎角，β為側滑角，p為滾轉角速度，q為俯仰角速度，r為偏航角速度。這12個狀態(tài)量的微分方程可描述為：其中，(u,v,w)為無人作戰(zhàn)飛機在機體坐標軸系Oxyz的三個速度分量，(Ix,Iy,Iz)為分別繞x軸，y軸和z軸的轉動慣量，Ixz為慣量積，(L,M,N)分別為滾轉力矩，俯仰力矩和偏航力矩。步驟二：設計六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機控制律(1)無人作戰(zhàn)飛機配平在給定高度h，氣流速度V和迎角α的狀態(tài)下，對無人作戰(zhàn)飛機進行配平。求解可使無人作戰(zhàn)飛機所受合力和合力矩為零的控制量和俯仰角。(2)縱向通道控制律設計在配平狀態(tài)下，向無人作戰(zhàn)飛機輸入給定升降舵階躍信號后，由迎角α，俯仰角θ，氣流速度V和俯仰角速度q的響應曲線設計迎角自動駕駛儀，進而實現(xiàn)對迎角控制指令αcom的跟蹤。(3)橫側向通道控制律設計在配平狀態(tài)下，分別向無人作戰(zhàn)飛機模型輸入給定的副翼和方向舵階躍信號，由二者的滾轉角速度p,偏航角速度r,滾轉角φ,偏航角ψ,側滑角β和側向過載ny響應曲線設計滾轉角自動駕駛儀，進而實現(xiàn)對滾轉角控制指令φcom的跟蹤。步驟三：建立無人作戰(zhàn)飛機簡化模型無人作戰(zhàn)飛機簡化模型的控制輸入指令為(nxcom,nfcom,γcom)，分別對應切向過載nx，法向過載nf和航跡滾轉角γ的輸出期望。狀態(tài)量為其中μ為航跡傾斜角，為航跡方位角，V為氣流速度。以上6個狀態(tài)量的微分方程可描述為：其中，g為重力加速度。步驟四：建立機載航炮模型機載航炮模型的示意圖如圖2所示。其有效射程為ER，以機體軸x軸為軸線，A1為半頂角的類錐形空間區(qū)域為機載航炮的有效攻擊范圍。當目標方位角(攻擊目標與無人作戰(zhàn)飛機的連線與x軸間的夾角)小于攻擊概率分界角A2(需滿足A2＜A1)時，機載航炮命中率為P2；當目標方位角界于機載航炮類錐形攻擊區(qū)域半頂角A1與攻擊概率分界角A2之間時，機載航炮命中率為P1(需滿足P2＞P1)。步驟五：設計無人作戰(zhàn)飛機控制輸入指令庫在對無人作戰(zhàn)飛機簡化模型的控制輸入指令(nxcom,nfcom,γcom)進行離散化處理后，經(jīng)排列組合可得到無人作戰(zhàn)飛機控制輸入指令庫。步驟六：控制輸入指令轉換經(jīng)步驟二后，六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機仿真模型的控制輸入指令轉變?yōu)?αcom,φcom)。在不改變油門桿δT的情況下，六自由度非線性模型控制輸入指令(αcom,φcom)與簡化模型的控制輸入指令(nxcom,nfcom,γcom)存在如下轉換關系：其中，Zα為合外力沿x軸的分量關于迎角α的偏導數(shù)，V為氣流速度，g為重力加速度。步驟七：建立基于簡化模型的無人作戰(zhàn)飛機近距格斗機器博弈模型在本發(fā)明中，博弈參與者為無人作戰(zhàn)飛機的紅藍雙方，博弈策略集為控制輸入指令庫，博弈次序為初始時刻紅藍雙方對于攻擊和防守的角色設定，博弈支付函數(shù)為如下的打分函數(shù)：其中S為態(tài)勢評估函數(shù)，AR為紅方速度VR與兩機連線的夾角，AB為藍方速度VB與兩機連線的夾角，CR為常系數(shù)，D為兩機間距離，K為靈敏度，紅方打分函數(shù)得分為SR，藍方打分函數(shù)得分為SB。綜上，基于簡化模型的無人作戰(zhàn)飛機近距格斗機器博弈模型可簡化表示為如圖3所示的形式。交戰(zhàn)紅藍雙方依據(jù)t時刻的雙方狀態(tài)量信息(主要為空間位置(xg,yg,h)和氣流速度V)，以簡化模型為博弈演化模型，以控制輸入指令庫為備選項，以各自打分函數(shù)得分為標準，采用極大極小值法,決策出各自在t～(t+tg)時間區(qū)間內的控制指令輸入(nxcom,nfcom,γcom)，其中tg為機器博弈決策時間間隔。以紅方為例,極大極小值法的具體體現(xiàn)為：在假定紅方選擇指令庫中某一指令后，藍方每選擇一個指令，由公式(4)可求得一個紅方打分函數(shù)得分SR，取這些紅方打分函數(shù)得分SR中的最小值作為備選項，再從這些最小值中取最大值，其所對應的紅方控制輸入指令，即為紅方的最終決策結果，反之亦然。步驟八：仿真驗證基于簡化模型機器博弈的無人作戰(zhàn)飛機近距格斗仿真流程圖如圖4所示。其中ts為采樣時間(要求ts可整除機器博弈決策時間間隔tg)，Tmax為最大運行時間，Tgame為機器博弈決策時間。若仿真結果不理想，可適當調節(jié)參數(shù)常系數(shù)CR,靈敏度K和采樣時間ts，或可重新設計打分函數(shù)和控制輸入指令庫，也可考慮重新設計六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機控制律。3、優(yōu)點及效果：本發(fā)明提出了一種基于簡化模型機器博弈的六自由度無人作戰(zhàn)飛機近距格斗方法。該方法的優(yōu)勢主要體現(xiàn)在兩個方面：一方面，該方法是面向更為復雜的六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機模型，而非傳統(tǒng)無人作戰(zhàn)飛機空戰(zhàn)研究中所考慮的三自由度質點模型，因此更具有實際應用價值；另一方面，該方法在現(xiàn)有機器博弈方法上進行了適當改進，采用簡化模型進行博弈推演，其決策結果為復雜模型所用，故而在一定程度上縮短了決策時間，滿足了空中驗證的實時性需求，進而有效提高了無人作戰(zhàn)飛機在近距格斗中的作戰(zhàn)能力。附圖說明圖1六自由度非線性無人作戰(zhàn)飛機模型。圖2機載航炮模型。圖3基于簡化模型的無人作戰(zhàn)飛機近距格斗機器博弈模型。圖4基于簡化模型機器博弈的無人作戰(zhàn)飛機近距格斗仿真流程圖。圖5a單位升降舵偏轉角輸入氣流速度響應曲線。圖5b單位升降舵偏轉角輸入迎角響應曲線。圖5c單位升降舵偏轉角輸入俯仰角響應曲線。圖5d單位升降舵偏轉角輸入俯仰角速度響應曲線。圖6迎角自動駕駛儀。圖7a單位迎角輸入氣流速度響應曲線。圖7b單位迎角輸入迎角響應曲線。圖7c單位迎角輸入俯仰角響應曲線。圖7d單位迎角輸入俯仰角速度響應曲線。圖8a單位副翼偏轉角輸入滾轉角速度響應曲線。圖8b單位副翼偏轉角輸入偏航角速度響應曲線。圖8c單位副翼偏轉角輸入滾轉角響應曲線。圖8d單位副翼偏轉角輸入偏航角響應曲線。圖8e單位副翼偏轉角輸入側滑角響應曲線。圖8f單位副翼偏轉角輸入側向過載響應曲線。圖9a單位方向舵偏轉角輸入滾轉角速度響應曲線。圖9b單位方向舵偏轉角輸入偏航角速度響應曲線。圖9c單位方向舵偏轉角輸入滾轉角響應曲線。圖9d單位方向舵偏轉角輸入偏航角響應曲線。圖9e單位方向舵偏轉角輸入側滑角響應曲線。圖9f單位方向舵偏轉角輸入側向過載響應曲線。圖10滾轉角自動駕駛儀。圖11a單位滾轉角輸入滾轉角速度響應曲線。圖11b單位滾轉角輸入偏航角速度響應曲線。圖11c單位滾轉角輸入滾轉角響應曲線。圖11d單位滾轉角輸入偏航角響應曲線。圖11e單位滾轉角輸入側滑角響應曲線。圖11f單位滾轉角輸入側向過載響應曲線。圖12紅藍雙方近距格斗三維航跡。圖中標號及符號說明如下：Ox——無人作戰(zhàn)飛機機體坐標軸系橫軸A1——機載航炮類錐形攻擊區(qū)域半頂角A2——機載航炮模型的攻擊概率分界角t——時間tg——機器博弈決策時間間隔Tgame——機器博弈決策時間Tmax——最大運行時間ts——采樣時間(nxcom,nfcom,γcom)——簡化模型的控制輸入指令(αcom,φcom)——六自由度非線性模型控制輸入指令N——不滿足條件(否)Y——滿足條件(是)V——氣流速度α——迎角θ——俯仰角q——俯仰角速度δe——升降舵偏轉角p——滾轉角速度r——偏航角速度φ——滾轉角ψ——偏航角β——側滑角ny——側向過載K1,K2,K3——反饋增益Cos——余弦函數(shù)Sin——正弦函數(shù)具體實施方式下面通過一個具體的六自由度無人作戰(zhàn)飛機近距格斗實例來驗證本發(fā)明所提出的設計方法的有效性，本實例所選用的六自由度無人作戰(zhàn)飛機模型為F-16戰(zhàn)斗機模型，F(xiàn)-16戰(zhàn)斗機是美國通用動力公司為美國空軍研制的一種單發(fā)單座的輕型戰(zhàn)斗機。實驗計算機配置為Pentium處理器，2.50Ghz主頻，1G內存，軟件為MATLAB2004版本。見圖1—圖12，本發(fā)明一種基于簡化模型機器博弈的六自由度無人作戰(zhàn)飛機近距格斗方法，該方法具體步驟如下：步驟一：搭建六自由度非線性F-16戰(zhàn)斗機Simulink仿真模型F-16戰(zhàn)斗機的固有參數(shù)設置如下：氣流速度V在水平面上的分量的變化范圍為56～408m/s,高度h的最大值應小于15,239m，繞x軸，y軸和z軸的轉動慣量(Ix,Iy,Iz)＝(12874.8，75673.6，85552.1)kg·m2,慣量積Ixz＝1331.4kg·m2。F-16戰(zhàn)斗機的控制輸入約束設置如下：油門桿δT的允許范圍為1000～19000lbs,其變化速率的允許范圍為-10000～10000lbs/s；升降舵偏轉角δe的允許范圍為-25～25deg，其變化速率的允許范圍為-60～60deg/s；副翼偏轉角δa的允許范圍為-21.5～21.5deg，其變化速率的允許范圍為-80～80deg/s；方向舵偏轉角δr的允許范圍為-30～30deg，其變化速率的允許范圍為-120～120deg/s。步驟二：設計F-16戰(zhàn)斗機模型控制律(1)F-16戰(zhàn)斗機模型配平本實例對F-16戰(zhàn)斗機模型在高度h＝3000m,氣流速度V＝150m/s，迎角α＝3.5973deg的狀態(tài)下進行單點配平，經(jīng)過配平后各控制量和俯仰角如下：油門桿δT＝2080.9182lbs，升降舵偏轉角δe＝-2.252deg，副翼偏轉角δa＝0deg，方向舵偏轉角δr＝0deg，俯仰角θ＝3.5973deg。(2)縱向通道控制律設計在配平狀態(tài)下，向F-16戰(zhàn)斗機模型輸入一個-1°的升降舵階躍信號后，迎角α，俯仰角θ，氣流速度V和俯仰角速度q的響應曲線如附圖5所示。針對響應曲線存在的問題，設計如附圖6所示的迎角自動駕駛儀。其中俯仰角速度反饋增益k＝0.5，PI控制器kα＝0.9+1.4(1/s)，俯仰角速率陀螺傳感器傳遞函數(shù)為迎角傳感器傳遞函數(shù)為此時，給定單位迎角輸入，迎角α，俯仰角θ，氣流速度V和俯仰角速度q的響應曲線如附圖7所示。可見，所設計的迎角自動駕駛儀可實現(xiàn)迎角控制指令跟蹤。(3)橫側向通道控制律設計在配平狀態(tài)下，分別向F-16戰(zhàn)斗機模型輸入一個-1°的副翼和方向舵階躍信號，其滾轉角速度p，偏航角速度r,滾轉角φ，偏航角ψ，側滑角β和側向過載ny響應曲線分別如附圖8和9所示。針對響應曲線的問題，設計如附圖10所示的滾轉角自動駕駛儀。其中反饋增益(K1,K2,K3)＝(-0.25,1,0.5)，PI控制器kφ＝2+1.5(1/s)，滾轉角速率陀螺傳遞函數(shù)為超前滯后環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)為高通濾波器的傳遞函數(shù)為側向過載假頻濾波器傳遞函數(shù)為偏航角速度陀螺的傳遞函數(shù)為此時，給定單位滾轉角輸入，滾轉角速度p，偏航角速度r,滾轉角φ，偏航角ψ，側滑角β和側向過載ny的響應曲線如附圖11所示?？梢?，所設計的滾轉角自動駕駛儀在實現(xiàn)滾轉角控制指令跟蹤的同時，亦可保持偏航角速度r，側滑角β和側向過載ny的穩(wěn)定。步驟三：建立F-16戰(zhàn)斗機簡化模型F-16戰(zhàn)斗機的簡化模型如公式(2)所示，其中重力加速度g＝9.8m/s2步驟四：建立機載航炮模型機載航炮模型的示意圖如附圖2所示。其中有效射程ER＝1000m，機載航炮類錐形攻擊區(qū)域半頂角A1＝20deg，攻擊概率分界角A2＝10deg，機載航炮命中率(P1,P2)＝(0.9,0.95)。步驟五：設計F-16戰(zhàn)斗機控制輸入指令庫本實例針對簡化模型控制輸入指令(nxcom,nfcom,γcom)的離散化處理如下:nxcom＝0，nfcom＝{0.811.21.42}，γcom＝{-45°045°}，故經(jīng)排列組合可得到規(guī)模為15的控制輸入指令庫。步驟六：控制輸入指令轉換在考慮工程實際，本實例中取六自由度非線性模型迎角控制輸入指令為(迎角控制輸入指令αcom的單位是弧度)。步驟七：建立基于簡化模型的F-16戰(zhàn)斗機近距格斗機器博弈模型依據(jù)附圖3建立基于簡化模型的F-16戰(zhàn)斗機近距格斗機器博弈模型。其中常系數(shù)CR＝1,靈敏度K＝1000，機器博弈決策時間間隔tg＝2s。步驟八：仿真驗證本實例中，取采樣時間ts＝0.01s，最大運行時間Tmax＝300s，并設定紅方為攻擊方，藍方為防守方，紅藍雙方的初始狀態(tài)設置如下：紅方空間位置(xg,yg,h)＝(0,0,3300)，氣流速度V＝150m/s，航跡傾斜角μ＝0deg，航跡方位角，航跡滾轉角γ＝0deg，切向過載nx＝0，法向過載nf＝1；藍方空間位置(xg,yg,h)＝(1500,1500,3300)，氣流速度V＝150m/s，航跡傾斜角μ＝0deg，航跡方位角，航跡滾轉角γ＝0deg，切向過載nx＝0，法向過載nf＝1。經(jīng)83輪博弈，紅方最終擊落藍方，全過程仿真結果如附圖12所示。仿真驗證了通過本發(fā)明所提出的基于簡化模型的機器博弈方法，紅方在近距格斗過程中可完成攻擊任務，成功擊落藍方。