一种满足预设性能的导弹过载控制方法技术

本发明专利技术公开了一种满足预设性能的导弹过载控制方法。本发明专利技术通过将导弹纵向通道动力学模型写成一般严格反馈系统的形式，并引入性能函数对系统跟踪误差进行性能限定。设计了一种新型的误差转化函数，达到了误差转化函数通过原点的要求。然后针对严格反馈系统，推导出了反向传递性，只对最后一个子系统进行误差转化便可实现对输出误差的预设性能控制，克服了现有方法复杂耗时的不足。本发明专利技术的导弹过载控制方法同时满足了对导弹瞬态性能和稳态性能的要求，对于导弹过载控制的发展具有重要意义。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了。本专利技术通过将导弹纵向通道动力学模型写成一般严格反馈系统的形式，并引入性能函数对系统跟踪误差进行性能限定。设计了一种新型的误差转化函数，达到了误差转化函数通过原点的要求。然后针对严格反馈系统，推导出了反向传递性，只对最后一个子系统进行误差转化便可实现对输出误差的预设性能控制，克服了现有方法复杂耗时的不足。本专利技术的导弹过载控制方法同时满足了对导弹瞬态性能和稳态性能的要求，对于导弹过载控制的发展具有重要意义。【专利说明】
本专利技术涉及导弹控制
，尤其涉及的是一种满足预设性能的导弹过载控制 方法。
技术介绍
导弹系统是一个复杂的非线性时变系统。一直使用并延续至今的传统的导弹控制 系统设计方法的基础是小扰动线性化理论和系数冻结基本假设。现代战争对导弹的机动 性、快速性及隐蔽性的要求越来越高，对其控制系统也提出了更高的要求。传统的线性化设 计方法已不能满足时代要求。有必要寻求新的更为有效的非线性系统的设计理论和方法， 对提1?导弹系统的性能，提1?其作战能力具有重大的实际意义。 现有的过载控制方法仅能保证系统的稳态性能，即保证跟踪误差有界或渐近收 敛，而对系统的瞬态性能缺乏系统的设计和分析工具，预设性能控制是一种新兴的非线性 控制方法，能够同时兼顾系统的瞬态性能和稳态性能。所谓预设性能是指在保证跟踪误差 收敛到一个预先设定的任意小的区域的同时，保证收敛速度及超调量满足预先设定的条 件，将预设性能控制应用于导弹的过载控制具有重要的理论和工程意义。
技术实现思路
本专利技术为了克服现有过载控制方法仅能保证系统的稳态性能的不足，提供了一种 满足预设性能的导弹过载控制方法。 本专利技术的技术方案如下： -种满足预设性能的导弹过载控制方法，其步骤如下 (1)给出导弹的纵向通道动力学模型 在不考虑导弹各通道之间交联的前提下，导弹纵向通道的数学模型表示为： 【权利要求】1. ，其特征是，其步骤如下： (1) 给出导弹的纵向通道动力学模型 在不考虑导弹各通道之间交联的前提下，导弹纵向通道的数学模型表示为：(1) 其中，α为攻角，〇^为俯仰角速度，Θ为速度倾角，md为导弹质量，vd为导弹速度，P 为导弹推力，q2，Mf，Μζ?为导弹的气动参数，上为导弹的转动惯 量，Sz为俯仰舵偏角，ny为导弹的纵向过载； 为简化模型，按照导弹的实际飞行情况，进行以下处理： 1) 考虑到项比较小，尤其是在导弹速度倾角较大的情况下，因此忽略这一项的 影响； 2) 考虑俯仰舵偏角对升力的贡献较小，因此忽略这一项； 3)这一项比较小，因此忽略这一项； 经过简化处理后的模型表示为：(2) 显然，过载ny是关于攻角α的非线性函数，对于导弹而言，攻角α的变化范围一般在 之内，因此\与α之间满足近似的线性关系，且两者的符号一致，在过载指 令\。已知的前提下，利用滤波器，通过解算可以得到攻角指令α。，因此对过载进行控制和 对攻角进行控制实质上是等价的； (2) 引入性能函数对误差进行性能的预设定 系统（2)是一个典型的严格反馈的形式，写成下面一般的非线性严格反馈系统的形 式： (3) 其中，x = r eM1; 按照反演的思路进行控制器设计，首先将模型（3)进一步整理为：(4) 其中，Zi，i = l，2，"·，η为虚拟状态量，Xj,d，j = 2，"·，η为第j-Ι个子系统的虚拟 控制量； 选取虚拟控制量和实际控制量为：(5) 其中，ki,i = l,2, "·，η为设计的正常数； 将式（5)代入式（4)得到闭环系统模型为：(6) 选取Lyapunov函数为：(7) 式（5)两边对时间求导，得到(8) 其中，心=2_n认};因此，通过设计反演控制器（5)可以得到跟踪误差渐近稳定的结 论，但只保证的系统的稳态性能，不能兼顾到瞬态性能；为了解决这个问题，引入如下的性 能函数： 连续函数M/)，.满足： 1. P (t)是正的且严格递减； 2. limt-"〇 p (t) = p "〇> Ο ; 用e(t)来代表跟踪误差^⑴（i = 1，2, ···，!〇,在初始误差e(O)已知的前提下，给出 如下形式的不等式约束：(9) 其中，t e ; 如果不等式（9)满足，以e(0) >0为例，则误差曲线将被限制在P (t)和-ζ p (t)所 包围的区域之中，另外，结合函数P (t)的递减特性及ζ e 可知，误差e(t)将在函 数p (t)和-ζ p (t)的夹逼作用下迅速收敛到0的一个小邻域内；常数p ~表示预先设定 的稳态误差的上界，P (t)的衰减速度为跟踪误差e(t)收敛速度的下界，同时跟踪误差的 最大超调不会大于ξ P (〇)，因此，通过选择适当的性能函数P (t)和常数ζ便能对输出误 差的稳态和瞬态性能进行限制； 在系统设计过程中，直接对不等式约束（9)进行处理的难度非常大，因此，考虑先将不 等式约束转化为等式约束再进行处理，定义误差转化函数S( ·)为： e(t) = p (t)S( ε ) (10) 其中，ε为转化误差，S( ε )满足下述性质： l)S(e)光滑且严格递增；由上述性质可知，当e(〇) >〇时，有 -δ < S( ε ) < 1 (11) 由于P (t) > 0,则进一步有 -ζ P (t) < p (t)S( ε ) < p (t) (12) 结合式（10)得到 -ζ P (t) < e (t) < p (t) (13) 同理，当e(0) < 0时，有 -P (t) < e (t) < ζ p (t) (14) 因此，不等式约束（9)得以满足； 另外，通过函数S的性质可知，S可逆，其逆变换为(15) 显然，如果能够满足ε (t) e lwV/efO，》)，则推出不等式约束（9)成立，进一步保证 跟踪信号满足预设性能的要求；结合性能函数P (t)的衰减特性，系统稳定后的跟踪误差 (16) 将被限制在以下区域： (3) -种新的误差转化函数 针对模型（3)，要求误差转化函数通过原点，而现有的误差转化函数多采用双曲函数的 形式，当上下界参数不相等的时候无法保证误差转化函数通过原点，如 果强行令上下界参数相等，又大大降低了设计的灵活性，为解决这一问题，设计了一种 新的误差转化函数：(17) 其中，W_> iup>〇为常数，式（17)两边对ε求导，可得(18) 其中；显然，当 ε ε (- 〇〇，〇]时，；当 ε e (〇，+ 〇〇 ) 时的情况比较复杂，这里采用分段处理的办法，分别讨论￡ e (0，f)和〃 e (f，+°°)的情况；当 ￡'e(0，T)时，通过选取足够小的λ，得到arctanO ε ) & λ ε，因此式（17)变为： Λ(19) 式（19)两边对时间求导，得到(20)(21) 又有，因此，当τ > 0.0908时； 当，+°°)时，近似认为exp(-ε ) ~ 〇, exp(-2 ε ) ~ 〇,将其代入式（18)，得到(本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种满足预设性能的导弹过载控制方法，其特征是，其步骤如下：(1)给出导弹的纵向通道动力学模型在不考虑导弹各通道之间交联的前提下，导弹纵向通道的数学模型表示为：α·=ωz-1mdVd(Psinα+Cyαα+Cyδzδz)+gVdcosθω·z=1Jz(Mzαα+Mzωzωz+Mzδzδz+Mzα·α·)ny=1mdg(Psinα+Cyαα+Cyδzδz)---(1)]]>其中，α为攻角，ωz为俯仰角速度，θ为速度倾角，md为导弹质量，Vd为导弹速度，P为导弹推力，为导弹的气动参数，Jz为导弹的转动惯量，δz为俯仰舵偏角，ny为导弹的纵向过载；为简化模型，按照导弹的实际飞行情况，进行以下处理：1)考虑到项比较小，尤其是在导弹速度倾角较大的情况下，因此忽略这一项的影响；2)考虑俯仰舵偏角对升力的贡献较小，因此忽略这一项；3)这一项比较小，因此忽略这一项；经过简化处理后的模型表示为：α·=ωz-1mdVd(Psinα+Cyαα)ω·z=1Jz(Mzαα+Mzωzωz+Mzδzδz)ny=1mdg(Psinα+Cyαα)---(2)]]>显然，过载ny是关于攻角α的非线性函数，对于导弹而言，攻角α的变化范围一般在[‑10° 10°]之内，因此ny与α之间满足近似的线性关系，且两者的符号一致，在过载指令nyc已知的前提下，利用滤波器，通过解算可以得到攻角指令αc，因此对过载进行控制和对攻角进行控制实质上是等价的；(2)引入性能函数对误差进行性能的预设定系统(2)是一个典型的严格反馈的形式，写成下面一般的非线性严格反馈系统的形式：其中，为系统的状态向量；为分别为输入量和输出量；fi(·)，i＝1，2，…，n为连续函数，按照反演的思路进行控制器设计，首先将模型(3)进一步整理为：其中，zi，i＝1，2，…，n为虚拟状态量，xj，d，j＝2，…，n为第j‑1个子系统的虚拟控制量；选取虚拟控制量和实际控制量为：其中，ki，i＝1，2，…，n为设计的正常数；将式(5)代入式(4)得到闭环系统模型为：选取Lyapunov函数为：V=12Σi=1nzn2---(7)]]>式(5)两边对时间求导，得到V·=Σi=1nziz·i=Σi=1n-kizi2≤-k0V---(8)]]>其中，因此，通过设计反演控制器(5)可以得到跟踪误差渐近稳定的结论，但只保证的系统的稳态性能，不能兼顾到瞬态性能；为了解决这个问题，引入如下的性能函数：连续函数满足：1)ρ(t)是正的且严格递减；2)limt→∞ρ(t)＝ρ∞＞0；用e(t)来代表跟踪误差zi(t)(i＝1，2，…，n)，在初始误差e(0)已知的前提下，给出如下形式的不等式约束：-ζρ(t)<e(t)<ρ(t)ife(0)>0-ρ(t)<e(t)<ζρ(t)ife(0)<0---(9)]]>其中，t∈[0，∞)，ζ∈[0，1]；如果不等式(9)满足，以e(0)＞0为例，则误差曲线将被限制在ρ(t)和‑ζρ(t)所包围的区域之中，另外，结合函数ρ(t)的递减特性及ζ∈[0，1]可知，误差e(t)将在函数ρ(t)和‑ζρ(t)的夹逼作用下迅速收敛到0的一个小邻域内；常数ρ∞表示预先设定的稳态误差的上界，ρ(t)的衰减速度为跟踪误差e(t)收敛速度的下界，同时跟踪误差的最大超调不会大于ζρ(0)，因此，通过选择适当的性能函数ρ(t)和常数ζ便能对输出误差的稳态和瞬态性能进行限制；在系统设计过程中，直接对不等式约束(9)进行处理的难度非常大，因此，考虑先将不等式约束转化为等式约束再进行处理，定义误差转化函数S(·)为：e(t)＝ρ(t)S(ε)         (10)其中，ε为转化误差，S(ε)满足下述性质：1)S(ε)光滑且严格递增；-ζ<S(ϵ)<1ife(0)>0-1<S(ϵ)<ζife(0)<0;---2)]]>lim&eps...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：胡云安，耿宝亮，李海燕，张友安，韦建明，赵国荣，
申请(专利权)人：中国人民解放军海军航空工程学院，
类型：发明
国别省市：山东;37