【技术实现步骤摘要】
一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法
本专利技术涉及飞行器制导控制领域，具体地说是一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法。
技术介绍
传统的导弹制导控制算法因为采用分离式设计而存在很多的弊端。在高超音速飞行环境下或者目标存在大机动的情况下，制导回路和控制回路的时间常数差距较小，耦合更加严重，分离式设计往往会造成终端制导精度下降甚至导弹失控。一体化控制方法是一种不依赖于频谱分离假设的方法。该方法将制导、控制两回路综合设计，充分考虑两回路之间的互相影响，是目前制导控制领域的研究热点。目前已有的一体化制导控制算法尚不成熟，存在很多诸如控制算法复杂、控制信号饱和、非匹配干扰影响等问题。针对上述情况，简单可靠、鲁棒性强的一体化控制算法的研究具有重要意义。
技术实现思路
针对现有技术的不足，本专利技术提供一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，解决已有的一体化制导控制算法尚不成熟，存在控制算法复杂、容易出现微分爆炸现象的问题。本专利技术为实现上述目的所采用的技术方案是：
【技术保护点】
1.一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于，包括/n首先，建立导弹制导控制一体化模型，并将导弹制导控制一体化模型转换成严反馈非线性数学模型；/n然后，基于生成的严反馈非线性数学模型，结合变结构滑模控制与反步控制，设计多滑模面反步控制器。/n
【技术特征摘要】
1.一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于，包括
首先，建立导弹制导控制一体化模型，并将导弹制导控制一体化模型转换成严反馈非线性数学模型；
然后，基于生成的严反馈非线性数学模型，结合变结构滑模控制与反步控制，设计多滑模面反步控制器。
2.根据权利要求1所述的基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于：所述建立导弹制导控制一体化模型包括：
步骤1：建立弹-目相对运动方程：
其中：R是相对距离，q是视线角，VT是目标速度矢量，VM是导弹速度矢量，θT是目标速度倾角，θM是导弹速度倾角；
步骤2：建立导弹在垂直面内的动力学方程：
其中，α是攻角，m是质量，g是重力加速度，Y是升力，ωz是俯仰角速率，Jz是z轴的转动惯量，δz是俯仰舵偏角，是俯仰角，其中，Mαα和分别是俯仰力矩对舵偏角、攻角和俯仰角速率的导数；
步骤3：根据空气动力学，得到导弹升力和俯仰力矩的表达式：
其中，Q为动压，S为特征面积，l为特征长度，和分别是升力系数对舵偏角和攻角的导数，和分别是俯仰力矩系数对攻角、俯仰角速率、舵偏角的导数；
步骤4：联立公式(1)～(3)，得到导弹制导控制一体化模型：
其中，d1、d2、d3为未知干扰因子，其由未建模的因素和目标机动决定。
3.根据权利要求1所述的基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于：所述将导弹制导控制一体化模型转换成严反馈非线性数学模型，包括：设计状态变量x2＝α，x3＝ωz；输入变量u＝δz，输出变量y＝x1，将导弹制导控制一体化模型转换为：
其中，f1(x1)、f2(x2)、f3(x2,x3)为系统不确定项，d1、d2、d3为系统干扰因子，x1、x2、x3为系统状态变量，u为系统输入量，y为系统输出量；R是相对距离，q是视线角，m是质量，g是重力加速度，θM是导弹速度倾角，Q是动压，S为特征面积，l是特征长度，是升力系数对攻角的导数，VM是导弹速，和分别是俯仰力矩系数对攻角、俯仰角速率、舵偏角的导数，Jz是z轴的转动惯量。
4.根据权利要求1所述的基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于：所述设计多滑模面反步控制器，包括：
首先，设计第一个滑模面s1＝x1，并对其进行求导：设计第一复合项设计第一个虚拟控制量
然后，设计第二个滑模面s2＝x2-x2d，并对其进行求导：设计第二复合项设计第二个虚拟控制量
最后，设计第三个滑模面s3＝x3-x3d，并对其进行求导：设计第三复合项设计实际控制量
其中，x1、x2、x3为系统状态变量，b是输入量系数，f1(x1)、f2(x2)、f3(x2,x3)为系统不确定项，为系统干扰因子，k1、k2、k3、p1、p2、p3是控制器待设计参数。
5.根据权利要求4所述的基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于：设计二阶干扰观测器，对所述第一复合项、第二复合项和第三复合项进行观测：
第...
【专利技术属性】
技术研发人员：王恩德，彭良玉，焦金磊，朱亚龙，李学鹏，
申请(专利权)人：中国科学院沈阳自动化研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21
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