一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用技术

本发明专利技术提供了一种敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用，通过组合离散直接力模型，能够采用合理可行的方法消除抖振。本发明专利技术考虑绕弹体一圈脉冲发动机的组合模型，建立了组合离散直接力模型，相比直接力只能取到最大值和零的直接力模型，组合离散直接力模型有更多可选择的直接力大小，来适应敏捷转弯过程中不同时刻的不同跟踪误差，提高了控制精度，相比将直接力看作连续力的直接力模型，更贴近实际。本发明专利技术所提出的考虑组合离散直接力模型的导弹敏捷转弯复合控制律使得抖振被抑制。相比传统的滑模控制方法，考虑组合离散直接力模型的二阶滑模控制方法使得抖振被抑制。二阶滑模控制方法使得抖振被抑制。二阶滑模控制方法使得抖振被抑制。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用


[0001]本专利技术属于控制
，具体涉及一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用。

技术介绍

[0002]在敏捷转弯的过程中，仅仅依靠气动舵的舵面控制力不足以控制导弹的姿态，直接力/气动力复合控制是导弹敏捷转弯段普遍采用的方式，敏捷转弯的基本原理是通过在导弹头部或尾部远离导弹质心处安装脉冲发动机，产生直接力控制力矩，与气动舵产生的控制力矩一起快速改变导弹的姿态。现有的方案是使用传统的滑模控制方法，将气动舵作为等效控制，将直接力作为切换控制。
[0003]但是，现有直接力模型过于简单。现有的飞行器敏捷转弯复合控制律中，处理直接力模型一般有三种方法，一种是将直接力作为开关函数，即直接力只能取到最大值和零，这种方法的缺点是直接力模型过于简单，且容易造成抖振，另一种方法是将直接力作为连续力，但是直接力的产生机构是小型脉冲发动机，这种方法的缺点是不太贴近实际，第三种是使用纵向平面的脉冲发动机，产生的总的直接力为俯仰平面上单个脉冲发动机的直接力乘以所需要的脉冲发动机的个数，其直接力模型比第一种复杂，但是其只考虑俯仰平面的脉冲发动机，未考虑绕弹体一圈脉冲发动机的组合模型，使得其依然会产生大的振荡。
[0004]现有复合控制律或是未考虑抖振的抑制，或是采用将直接力看作连续力的方法来抑制抖振，后者的直接力模型不符合实际，或者说在实际中难以实现。抖振是极具危害性的。

技术实现思路

[0005]有鉴于此，本专利技术提供了一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用，通过组合离散直接力模型，能够采用合理可行的方法消除抖振。
[0006]为实现上述目的，本专利技术的一种飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，针对飞行器俯仰平面的敏捷转弯，包括如下步骤：
[0007]步骤1，建立组合离散直接力模型；
[0008]其中，脉冲发动机成对使用；每一对发动机关于所述俯仰平面对称，脉冲发动机产生的直接力的合力在所述俯仰平面上；将需要的直接力大小等效成单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力乘以所需的虚拟脉冲发动机的个数；使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成俯仰平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力；
[0009]步骤2，利用所述组合离散直接力模型，建立小攻角模型和大攻角模型；
[0010]步骤3，利用步骤2得到的小攻角模型和大攻角模型，建立复合控制律；
[0011]步骤4，结合具体应用场景确定复合控制律待设计参数的值；
[0012]步骤5，进行敏捷转弯复合控制率的性能检验，如果复合控制律的性能满足要求，则完成复合控制律的建立，否则返回步骤4调整所述待设计参数的值，并重新进行性能检
验，直至满足要求，完成复合控制律的建立。
[0013]其中，所述步骤2中，所述小攻角模型如下：
[0014][0015]其中，是一阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，S
ref
是特征面积，C
x
是阻力系数，m是质量，P是发动机推力，α是攻角，u
T
是发动机开关，P
RCS
为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，u
R
为所需的虚拟脉冲发动机的个数，g是重力加速度，θ是弹道倾角，是俯仰角，ω
z
是俯仰角速度，C
nα
是升力系数，C
nδ
是气动舵升力系数，|δ|≤δ
max
是气动舵舵偏角，δ
max
是气动舵能达到的最大舵偏角，L是特征长度，C
mα
是俯仰力矩系数，J
z
是转动惯量，C
mδ
是气动舵力矩系数；
[0016]所述大攻角模型如下：
[0017][0018]其中，C
N
为气动参数，L
CP
为飞行器质心到压心的距离，L
RCS
是脉冲发动机到飞行器质心的距离。
[0019]其中，所述步骤3中，所述复合控制律具体如下：
[0020]设计系统的滑模面为：
[0021][0022]式中：是一阶微分，χ是中间变量，是俯仰角跟踪误差，是俯仰角，是俯仰角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
[0023]小攻角模型下的等效控制公式为：
[0024][0025]其中，δ
c
为气动舵舵偏角控制量，是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，S
ref
是特征面积，L是特征长度，C
mα
是俯仰力矩系数，J
z
是转动惯量，α是攻角，C
mδ
是气
动舵力矩系数；
[0026]大攻角模型下的等效控制公式为：
[0027]δ
c
＝0
[0028]切换控制公式为：
[0029][0030]其中，u
R
为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1J
z
/(HP
RCS
L
RCS
),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，P
RCS
为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，L
RCS
是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(
·
)为向下取整函数；
[0031][0032]其中，sat(
·
)是饱和函数，Δ是待设计参数，所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取；
[0033]所述步骤4中，所述设定条件为其中，
[0034]M
R
是小攻角模型和大攻角模型中的俯仰气动力矩，ε是任意正常数。
[0035]其中，所述步骤1中，产生的直接力的合力在弹体坐标系的y轴的分力P
y
和z轴方向上的分力P
z
为：
[0036][0037]本专利技术还提供了一种飞行器敏捷转弯复合控制律，针对飞行器俯仰平面，具体如下：
[0038]系统的滑模面为
[0039][0040]式中：是一阶微分，χ是中间变量，是俯仰角跟踪误差，是俯仰角，是俯仰角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
[0041]小攻角模型下的等效控制公式为：
[0042][0043]其中，δ
c
为气动舵舵偏角控制量，是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，S
ref
是特征面积，L是特征长度，C
mα
是俯仰力矩系数，J
z
是转动惯量，α是攻角，C
mδ
是气动舵力矩系数；
[0044]大攻角模型下的等效控制公式为：
[0045]δ
c
＝0
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，针对飞行器俯仰平面的敏捷转弯，包括如下步骤：步骤1，建立组合离散直接力模型；其中，脉冲发动机成对使用；每一对发动机关于所述俯仰平面对称，脉冲发动机产生的直接力的合力在所述俯仰平面上；将需要的直接力大小等效成单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力乘以所需的虚拟脉冲发动机的个数；使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成俯仰平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力；步骤2，利用所述组合离散直接力模型，建立小攻角模型和大攻角模型；步骤3，利用步骤2得到的小攻角模型和大攻角模型，建立复合控制律；步骤4，结合具体应用场景确定复合控制律待设计参数的值；步骤5，进行敏捷转弯复合控制率的性能检验，如果复合控制律的性能满足要求，则完成复合控制律的建立，否则返回步骤4调整所述待设计参数的值，并重新进行性能检验，直至满足要求，完成复合控制律的建立。2.如权利要求1所述的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，所述步骤2中，所述小攻角模型如下：其中，是一阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，S
ref
是特征面积，C
x
是阻力系数，m是质量，P是发动机推力，α是攻角，u
T
是发动机开关，P
RCS
为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，u
R
为所需的虚拟脉冲发动机的个数，g是重力加速度，θ是弹道倾角，是俯仰角，ω
z
是俯仰角速度，C
nα
是升力系数，C
nδ
是气动舵升力系数，|δ|≤δ
max
是气动舵舵偏角，δ
max
是气动舵能达到的最大舵偏角，L是特征长度，C
mα
是俯仰力矩系数，J
z
是转动惯量，C
mδ
是气动舵力矩系数；所述大攻角模型如下：其中，C
N
为气动参数，L
CP
为飞行器质心到压心的距离，L
RCS
是脉冲发动机到飞行器质心的距离。
3.如权利要求1或2任意一项所述的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，所述步骤3中，所述复合控制律具体如下：设计系统的滑模面为：式中：是一阶微分，χ是中间变量，是俯仰角跟踪误差，是俯仰角，是俯仰角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；小攻角模型下的等效控制公式为：其中，δ
c
为气动舵舵偏角控制量，是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，S
ref
是特征面积，L是特征长度，C
mα
是俯仰力矩系数，J
z
是转动惯量，α是攻角，C
mδ
是气动舵力矩系数；大攻角模型下的等效控制公式为：δ
c
＝0切换控制公式为：其中，u
R
为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1J
z
/(HP
RCS
L
RCS
),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，P
RCS
为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，L
RCS
是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(
·
)为向下取整函数；其中，sat(
·
)是饱和函数，Δ是待设计参数，所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取；所述步骤4中，所述设定条件为其中，M
R
是小攻角模型和大攻角模型中的俯仰气动力矩，ε是任意正常数。4.如权利要求1
‑
3任意一项所述的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，所述步骤1中，产生的直接力的合力在弹体坐标系的y轴的分力P
y
和z轴方向上的分力P
z
为：
5.一种飞行器敏捷转弯复合控制律，其特征在于，针对飞行器俯仰平面，具体如下：系统的滑模面为式中：是一阶微分，χ是中间变量，是俯仰角跟踪误差，是俯仰角，是俯仰角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；小攻角模型下的等效控制公式为：其中，δ
c
为气动舵舵偏角控制量，是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，S
ref
是特征面积，L是特征长度，C
mα
是俯仰力矩系数，J
z
是转动惯量，α是攻角，C
mδ
是气动舵力矩系数；大攻角模型下的等效控制公式为：δ
c
＝0切换控制公式为：其中，u
R
为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1J
z
/(HP
RCS
L
RCS
),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，P
RCS
为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，L
RCS
是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(
·
)为向下取整函数；其中，sat(
·
)是饱和函数，Δ是待设计参数；所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取，复合控制律的各参数满足其中，M
R
是小攻角模型和大攻角模型中的俯仰气动力矩，ε是任意正常数。6.一种飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，针对飞行器侧向平面的敏捷转弯，包括如下步骤：步骤1，建立组合离...

【专利技术属性】
技术研发人员：于剑桥，赵新运，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：