[發明專利]一種導彈駕駛儀擾動補償控制方法

有效

• 申請號: 202010014365.5
• 申請日: 2020-01-07
• 公開（公告）號: CN111324142B
• 公開（公告）日: 2023-06-23
• 發明（設計）人: 楊登峰;鐘楊威;蔣金龍;張力;曾奎;羅偉;張培喜;陳興福;史祥鵬;鄢琴濤
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10;F42B15/01
• 代理公司: 武漢智權專利代理事務所(特殊普通合伙) 42225
• 代理人: 孟歡

1.一種導彈駕駛儀擾動補償控制方法，其特征在于，包括如下步驟：

步驟S1、以導彈為被控對象建模并設計相應的傳統姿態駕駛儀；

步驟S2、建立被控對象的非線性動力學方程組；

步驟S3、依據自抗擾理論，將被控對象的氣動交聯耦合的耦合影響、運動學耦合的耦合影響、動力學耦合的耦合影響、導彈不確定性影響和/或未建模特性影響考慮為綜合干擾z₃，建立關聯于綜合干擾z₃的被控對象的狀態空間標準型；

步驟S4、通過非線性運動學方程組獲取被控對象的輸入輸出結果，基于被控對象的狀態空間標準型和輸入輸出結果設計連接傳統姿態駕駛儀的擴張狀態觀測器；

步驟S5、導彈飛行時，通過擴張狀態觀測器獲取關聯于導彈的綜合干擾z₃和控制增益b₀，并將綜合干擾z₃和控制增益b₀反饋到傳統姿態駕駛儀的控制輸出處得到自抗擾三回路姿態駕駛儀；

步驟S6、導彈飛行時，通過自抗擾三回路姿態駕駛儀對導彈進行擾動補償控制；

步驟S2中，非線性動力學方程組如下：

其中，γ用于表示實際姿態角，ω_x用于表示滾轉角速率，用于表示氣動交聯耦合，用于表示運動學耦合，用于表示動力學耦合，m_x^β用于表示滾轉力矩對側滑角導數，β用于表示側滑角，用于表示滾轉力矩對偏航舵導數，δ_y用于表示偏航舵，用于表示x軸滾轉阻尼力矩系數，用于表示y軸滾轉阻尼力矩系數，J_x用于表示x軸轉動慣量，J_y用于表示y軸轉動慣量，J_z用于表示z軸轉動慣量，ω_y用于表示y軸角速率，ω_z用于表示z軸角速率，θ用于表示導彈俯視角，用于表示滾轉力矩對滾轉舵導數，δ_x用于表示滾轉舵，q用于表示動壓，L用于表示氣動參考長度。

2.如權利要求1所述的導彈駕駛儀擾動補償控制方法，其特征在于，步驟S1具體包括如下步驟：

步驟S101、以導彈為被控對象建立導彈控制閉環回路控制模型；

步驟S102、根據到導彈控制閉環回路模型選擇相應的傳統姿態駕駛儀，并對傳統姿態駕駛儀的控制參數進行設計；

步驟S103、對導彈控制閉環回路模型進行頻域特性分析并結合多項穩定性指標對傳統姿態駕駛儀的控制參數進行迭代優化。

3.如權利要求2所述的導彈駕駛儀擾動補償控制方法，其特征在于，對應導彈控制閉環回路控制模型的伺服機構傳遞函數擬合模型如下：

其中，δ用于表示實際舵偏角，δ_c用于表示舵控制令，s用于表示拉普拉斯算子。

4.如權利要求2所述的導彈駕駛儀擾動補償控制方法，其特征在于，對應導彈控制閉環回路控制模型的滾動通道線性化傳遞函數擬合模型如下：

其中，用于表示x軸滾轉阻尼力矩系數，用于表示滾轉力矩對滾轉舵導數，q用于表示動壓，L用于表示氣動參考長度，J_x用于表示x軸轉動慣量，V用于表示，ω用于表示姿態角，d₁用于表示彈體滾轉阻尼，d₃用于表示滾轉舵效，s用于表示拉普拉斯算子。

5.如權利要求2所述的導彈駕駛儀擾動補償控制方法，其特征在于，傳統姿態駕駛儀的導彈三回路增益如下：

其中，K_ω用于阻尼回路增益，G₁用于表示阻尼回路傳遞函數，用于表示阻尼回路的期望截止頻率，K_i用于增穩回路增益，G₂用于表示增穩回路傳遞函數，用于表示增穩回路的期望截止頻率，K_n用于外回路增益，G₃用于表示外回路傳遞函數，用于表示外回路的期望截止頻率。