一种仿射形式的制导控制一体化控制方法技术

一种仿射形式的制导控制一体化控制方法，属于导弹模型自动化控制领域。为了解决现有制导控制一体化是非仿射模型，制导回路与控制回路无法在一个仿真步长内实现同步控制，控制精度低的问题。根据导弹目标相对运动学模型、导弹目标相对运动学模型、导弹的姿态动力学模型、由气动参数偏差引起的系统干扰、由舵机安装偏差引起的系统干扰和由导弹惯导设备测量误差引起的系统干扰，建立仿射形式的制导控制一体化模型；通过控制仿射形式的制导控制一体化模型中的u、d

【技术实现步骤摘要】
一种仿射形式的制导控制一体化控制方法


[0001]本专利技术涉及对模型的控制方法，属于导弹模型自动化控制领域。

技术介绍

[0002]近年来，随着高超声速飞行器的飞速发展，国内外针对高超声速飞行器控制的研究也层出不穷。传统的制导武器为了降低模型构建的复杂性以及满足控制算法的设计需求，通常将制导回路与控制回路分开设计。其中内回路是自动驾驶仪控制回路，通过改变舵偏指令产生期望的飞行程序角；外回路是制导回路产生加速度指令。然而，高超声速武器通常飞行速度在5马赫以上，尤其是在末制导阶段具有快时变、强耦合、强非线性和强不确定性的特点，这些因素导致传统的设计方法无法实现其快速响应脱靶量的要求甚至造成导弹的失稳。
[0003]制导控制一体化(Integrated guidance and control,IGC)设计思想最早是由Williams提出。通过将制导回路与控制回路看成一个整体进行控制器设计，考虑两个回路之间的耦合影响和飞行器质心运动与绕质心运动间的交互影响，大大提高了整体的响应速度以及控制性能。在末制导阶段，IGC方法通过弹
‑...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种仿射形式的制导控制一体化控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤1、根据导弹攻击目标模型和将导弹在速度系上的气动加速度投影到视线坐标系下的投影方程，得到导弹目标相对运动学模型、弹道倾角和弹道偏角的运动学方程和导弹的姿态动力学模型；步骤2、根据导弹目标相对运动学模型、导弹目标相对运动学模型、导弹的姿态动力学模型、由气动参数偏差引起的系统干扰、由舵机安装偏差引起的系统干扰和由导弹惯导设备测量误差引起的系统干扰，建立仿射形式的制导控制一体化模型；仿射形式的制导控制一体化模型，表示为：式中，θ
L
为视线倾角，φ
L
为实现偏角，x2＝[α β γ
v
]
T
，γ
V
为导弹的倾侧角，α为攻角，β为侧滑角，x3＝[ω
x ω
y ω
z
]
T
，ω
x
ω
y
ω
z
表示导弹的弹体坐标系相对与地面坐标系的角速度，u＝[δ
x δ
y δ
z
]
T
，u为期望舵偏角，δ
z
为偏航舵偏角，δ
y
为俯仰舵偏角，δ
x
为滚转舵偏角，d1、d2和d3分别为由气动参数偏差引起的系统干扰、由舵机安装偏差引起的系统干扰、由导弹惯导设备测量误差引起的系统干扰，统干扰、由导弹惯导设备测量误差引起的系统干扰，统干扰、由导弹惯导设备测量误差引起的系统干扰，统干扰、由导弹惯导设备测量误差引起的系统干扰，
c1＝cosθ
L
cosθ+sinθsinθ
L
cos(φ
L
‑
φ
V
)，c2＝sinθ
L
sin(φ
L
‑
φ
V
)，c3＝sinθsin(φ
V
‑
φ
L
)，c4＝cos(φ
L
‑
φ
V
)，m为导弹的质量，g为重力加速度，θ表示弹道倾角，φ
V
表示弹道偏角，q为动压，S为导弹的参考面积，L为升力，l为需要设计的协调常量，J
y J
x J
z
表示导弹三轴的转动惯量，m
x
，m
y
，m
z
分别表示导弹三轴的操纵力矩，为升力系数c
y
对攻角α的偏导，R为导弹和目标之间的相对距离；步骤3、通过控制仿射形式的制导控制一体化模型中的u、d
′1、d2和d3，得到仿射形式的制导控制一体化模型中的x1、x2和x3的界限，利用x1、x2和x3的界限控制真实的导弹。2.根据权利要求1所述的一种仿射形式的制导控制一体化控制方法，其特征在于，步骤1中，导弹攻击目标模型表示为：1中，导弹攻击目标模型表示为：1中，导弹攻击目标模型表示为：式中，a
tR
、a
tθ
和a
tφ
表示目标在速度坐标系上的三个加速度分量，a
mR
、a
mθ
和a
mφ
表示导弹在速度坐标系上的三个加速度分量，为对R的二阶导数，为对θ
L
的二阶导数，将导弹在速度系上的气动加速度投影到视线坐标系下的投影方程表示为：式中，a
my
,a
mz
为导弹在速度系上的气动加速度，Z
′
＝Ysinγ
V
+Zcosγ
V
，Y
′
＝Ycosγ
V
‑
Zsinγ
V
‑
mgcosθ，mgcosθ，为升力系数c
y
对攻角α的偏导，为升力系数c
y
对侧滑角β的偏导，为侧向力系数c
z
对攻角α的偏导，为侧向力系数c
z
对侧滑角β的偏导，为侧向力系数c
z
对俯仰舵偏角δ
y
的偏导；导弹目标相对运动学模型表示为：导弹目标相对运动学模型表示为：弹道倾角和弹道偏角的运动学方程表示为：弹道倾角和弹道偏角的运动学方程表示为：式中，V
m
为导弹速度；导弹的姿态动力学模型表示为：
3.根据权利要求2所述的一种仿射形式的制导控制一体化控制方法，其特征在于，步骤3中，控制仿射形式的制导控制一体化模型中的u、d
′1、d2和d3，得到仿射形式的制导控制一体化模型中的x1、x2和x3的界限，具体过程为：步骤31、根据设定的滑膜面、仿射形式的制导控制一体化模型和第一个李雅普诺夫方程，得到第一个李雅普诺夫方程的导数；根据滑膜面、仿射形式的制导控制一体化模型、设定的一阶虚拟误差S2和第二个李雅普诺夫方程，得到第二个李雅普诺夫方程的导数；根据滑膜面、仿射形式的制导控制一体化模型、一阶虚拟误差S2、二阶虚拟误差S3和第三个李雅普诺夫方程，得到第三个李雅普诺夫方程的导数，步骤32、根据虚拟控制量和第二个李雅普诺夫方程的导数，得到新的第二个李雅普诺夫方程的导数，根据第一个滤波器、第二个滤波器、辅助系统、二阶反步控制率和第三个李雅普诺夫方程的导数，得到新的第三个李雅普诺夫方程的导数；步骤33、根据设计的李雅普诺夫函数、第一个李雅普诺夫方程的导数、新的第二个李雅普诺夫方程的导数、新的第三个李雅普诺夫方程的导数、关于u的制导率和关于d
′1、d2和d3的自适应率，得到李雅普诺夫函数的导数；步骤34、根据李雅普诺夫函数的导数和杨氏不等式，得到新的李雅普诺夫函数的导数，结合滑膜面，得到仿射形式的制导控制一体化模型中x1、x2和x3的界限。4.根据权利要求3所述的一种仿射形式的制导控制一体化控制方法，其特征在于，步骤32中，虚拟控制量x
2c
为：假设d
′1，d2，d3是有界的，且上届是未知的，满足：
d
1m
为气动参数偏差引起的系统干扰的上届，d
2m
为舵机安装偏差引起的系统干扰的上届，d
3m
为导弹惯导设备测量误差引起的系统干扰的上届，d
11
和d
12
为d
′1的2个分量，d
21
、d
22
和d
23
为d2的3个分量，d
31

【专利技术属性】
技术研发人员：张禹琛，宋申民，杨小艳，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：