[發明專利]基于過載與角速度測量的導彈俯仰通道簡單滑模控制方法

有效

• 申請號: 201410219270.1
• 申請日: 2014-05-23
• 公開（公告）號: CN103994698B
• 公開（公告）日: 2016-10-19
• 發明（設計）人: 胡云安;雷軍委;顧文錦;趙國榮;王士星;金斌
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍海軍航空工程學院
• 主分類號: F42B15/01
• 分類號: F42B15/01
• 代理公司: 北京科億知識產權代理事務所(普通合伙) 11350
• 代理人: 湯東鳳

1.一種基于過載與角速度測量的導彈俯仰通道簡單滑模控制方法，其特征在于，該基于過載與角速度測量的導彈俯仰通道簡單滑模控制方法包括：

步驟一，采用線加速度計測量導彈俯仰通道的縱向過載n_y，加速度計安裝在彈體上，故測量值為彈體系的縱向過載；采用速率陀螺儀測量導彈的俯仰角速率ω_z，控制器根據測量信號構成過載穩定跟蹤控制器，給出輸出控制信號u_c，輸送給舵機，通過舵機控制導彈的縱向過載n_y跟蹤期望值

步驟二，滑模面與控制量的構造形式及參數選取：

進行前向飽和環節的設置，對過載誤差進行限幅處理，定義誤差變量：

ea=ny-ny*]]>

其中為過載指令，或稱期望過載，飽和限幅處理如下，定義飽和處理后的誤差變量為：

e=a+1ea>a+1ea-a+1≤ea≤a+1-a+1ea<-a+1]]>

進行滑模面設計，滑模面由三項組成，分別為上述限幅后的過載誤差項、誤差積分項，以及角速度項，滑模面表達式如下形式：

S=c1e+c2∫edt+c3ωz+c4∫ep1/q1dt]]>

其中參數c₁，c₂與c₃選取隨高度變化，詳見第五步參數選取，其中p₁,q₁為互質的正奇數；

進行控制量設計，控制量采用柔化函數組成，構成如下表達式所示：

uc=-kySp2/q2|Sp2/q2|+ξ-KaSp3/q3]]>

其中參數k_y與k_a為增益系數，ξ為柔化系數，其中p₂,q₂為互質的正奇數，p₃,q₃為互質的正奇數；

參數k_y、k_a與ξ選取隨高度變化，詳見第五步參數選取；

步驟三，建立特征點仿真程序，搭建步驟一的特征點仿真程序，其中彈體模型采用如下線性微分方程描述：

α·=ωz-a34α-a35δzω·z=a24α+a22ωz+a25δzny=vga34α+vga35δz]]>

其中舵機采用簡化模型：

δ·z=-1τδz+kττuc]]>

舵機時間常數為10ms，即τ＝0.01，k_τ＝1；而a_ij為空氣動力學的氣動參數，v＝680；g＝9.810分別為某一高度導彈特征點的氣動參數標稱值，此處僅舉例示意，具體數據根據不同導彈結構略有變化；互質奇數對取值為p_i＝7,q_i＝9；

步驟四，大小過載信號跟蹤與參數調整；首先分別測試系統對大過載與小過載的跟蹤能力；

如果控制效果不理想，可以根據仿真情況進行以標準值為中心的適當調整；

步驟五，魯棒性檢驗與參數調整：

完成上述控制器參數設計后，再進行氣動參數魯棒性檢驗，即將氣動參數按照標稱值a₂₅＝-167.87；a₃₅＝0.243；a₂₂＝-2.876；a₂₄＝-193.65；a₃₄＝1.584整體增大a％或者縮小a％；

控制器參數大小不變，分析氣動參數攝動對該組參數控制效果的影響情況；

如果氣動參數攝動后，系統不穩定，則需要進行參數調整，并重新進行控制參數魯棒性檢驗，直至參數調整至魯棒性檢驗滿足要求為止。