[發明專利]一種巡飛彈航跡飛行控制系統仿真設計方法及該控制系統

有效

• 申請號: 202011508865.0
• 申請日: 2020-12-18
• 公開（公告）號: CN112486023B
• 公開（公告）日: 2023-01-10
• 發明（設計）人: 王文鵬;鄧才能;鄭鹍鵬;吳漾曦;王霞;易蘭玨
• 申請（專利權）人: 湖南航天機電設備與特種材料研究所
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 長沙正奇專利事務所有限責任公司 43113
• 代理人: 郭立中;李美麗

1.一種巡飛彈航跡飛行控制系統仿真設計方法，包括：

步驟1，建立巡飛彈的彈道仿真數學模型；

其特征在于，還包括：

步驟2，設計基于L1非線性航跡制導律、STT穩定控制律和滾轉穩定控制律的巡飛彈航跡飛行控制系統的控制參數；所述步驟2包括：

步驟201，根據L1非線性航跡制導律設計L1線性化模型，根據STT穩定控制律設計STT過載控制框圖，根據滾轉穩定控制律設計滾轉穩定控制框圖；

步驟202，根據L1線性化模型解算L1制導律控制輸出方程，根據STT過載控制框圖解算過載控制輸出方程，根據滾轉穩定控制框圖解算滾轉穩定控制輸出方程；

所述L1制導律控制輸出方程為：

其中：a_xg、a_yg、a_zg分別為巡飛彈地面坐標系三向加速度指令，a_xk、a_yk、a_zk分別為巡飛彈彈道坐標系三向加速度指令，a_xb、a_yb、a_zb分別為巡飛彈彈體坐標系三向加速度指令，G_K為彈道坐標系到地面坐標系轉換矩陣，B_G為地面坐標系到彈體坐標系轉換矩陣，θ、ψ_v、ψ、γ分別為巡飛彈飛行時彈道傾角、彈道偏角、俯仰角、偏航角、滾轉角，A₁₁～A₃₃、B₁₁～B₃₃為中間變量；

所述過載控制輸出方程為：

其中：δ_zc、δ_yc分別為升降舵、方向舵指令，k_ωz、k_α、k_a分別為角速度回路比例系數、偽攻角和側滑角增穩回路比例系數，加速度回路積分系數，a_yb、a_ybf、a_zb、a_zbf分別為巡飛彈彈體系Y向、Z向加速度指令與反饋，ω_z、ω_y分別為巡飛彈俯仰角速度、偏航角速度，分別為巡飛彈偽攻角、偽側滑角，dt為積分算法解算周期；

所述滾轉穩定控制輸出方程為：

δ_xc＝k_ωxω_x+k_ωxk_γ(γ_c-γ)+k_ωxk_γi∫(γ_c-γ)dt

其中：δ_xc分別為副翼舵指令，k_ωx、k_γ、k_γi分別為滾轉角速度回路比例系數、滾轉角回路比例系數，滾轉角回路積分系數，γ_c、γ分別為巡飛彈滾轉角指令與反饋，ω_x為巡飛彈滾轉角速度、dt為積分算法解算周期；

步驟203，設計L1制導律控制輸出方程、過載控制輸出方程、滾轉穩定控制輸出方程的控制參數；

步驟3，基于步驟1和步驟2的結果，獲得巡飛彈六自由度有控彈道仿真程序；

步驟4，將影響巡飛彈航跡飛行段的干擾因素加入到巡飛彈六自由度有控彈道仿真程序中；

步驟5，確定巡飛彈的拉偏系數表，將拉偏系數表加入到巡飛彈六自由度有控彈道仿真程序中；

步驟6，根據拉偏系數表開展巡飛彈六自由度有控彈道仿真試驗，輸出仿真結果；

步驟7，判斷仿真結果是否滿足期望要求，若否，則跳轉至步驟2并重新設計控制參數；若是，則結束設計過程。

2.如權利要求1所述的巡飛彈航跡飛行控制系統仿真設計方法，其特征在于，所述步驟6中，還包括根據仿真結果獲得巡飛彈六自由度有控彈道仿真程序在巡飛彈航跡飛行控制過程中的魯棒性及抗干擾能力。

3.如權利要求1所述的巡飛彈航跡飛行控制系統仿真設計方法，其特征在于，所述控制參數的設計準則包括：內回路的帶寬為外回路帶寬的1.5～3倍。