[發(fā)明專利]一種導彈助推段自適應動態(tài)面控制方法和裝置

有效

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• 申請日: 2021-03-22
• 公開（公告）號: CN113064350B
• 公開（公告）日: 2022-11-25
• 發(fā)明（設計）人: 王鵬;楊凱銅;湯國建
• 申請（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 長沙國科天河知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 43225
• 代理人: 邱軼

本申請涉及一種導彈助推段自適應動態(tài)面控制方法和裝置。所述方法包括：根據(jù)導彈助推段姿態(tài)控制模型，使用非線性干擾估計技術(shù)得到對應的非線性干擾觀測器。根據(jù)導彈助推段姿態(tài)控制模型，使用動態(tài)面設計技術(shù)得到導彈助推段姿態(tài)控制律。根據(jù)非線性干擾觀測器輸出的干擾估計值對導彈助推段姿態(tài)控制律進行修正，得到期望控制力矩。根據(jù)導彈助推段姿態(tài)控制模型和期望控制力矩得到對應的導彈控制指令，使用導彈控制指令進行導彈姿態(tài)控制。上述方法基于彈上計算機的計算能力大幅提升的特點，將現(xiàn)代控制理論應用于導彈姿控設計，能夠有效處理導彈面臨的干擾和不確定問題，大大提高姿態(tài)控制的精度和魯棒性，實現(xiàn)不同的飛行任務，提高導彈的整體作戰(zhàn)性能。

技術(shù)領(lǐng)域

本申請涉及導彈助推段控制系統(tǒng)設計技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種導彈助推段自適應動態(tài)面控制方法和裝置。

背景技術(shù)

導彈飛行過程中受到復雜的空氣動力、熱流、風場等因素的影響，導彈姿控系統(tǒng)的作用是穩(wěn)定和控制導彈的姿態(tài)按照制導系統(tǒng)給出的制導指令飛行，它是一個非線性、強耦合、時變的系統(tǒng)。導彈在助推段飛行過程中由于燃料的消耗和助推器分離，其參數(shù)會有明顯的漸變和突變，且由于要穿過大氣層，將受到隨機干擾和未建模的動態(tài)特性的影響。

導彈的姿態(tài)控制技術(shù)在近幾十年的更新迭代中已趨于成熟，傳統(tǒng)設計方法通常基于小擾動假設線性化姿態(tài)運動模型，采用經(jīng)典控制理論分別對俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道設計控制律，依靠控制器自身的穩(wěn)定裕度來抵抗不確定性和外界干擾的影響。使用這一方式獲得的控制參數(shù)沒有對導彈參數(shù)的不確定性和外界干擾問題進行針對性的設計，因此在面對超過控制器穩(wěn)定裕度的參數(shù)突變和幅度較大的變化時，不能很好地滿足導彈助推段姿態(tài)控制的任務要求。

發(fā)明內(nèi)容

基于此，有必要針對上述技術(shù)問題，提供一種能夠提高姿控系統(tǒng)魯棒性的導彈助推段自適應動態(tài)面控制方法和裝置。

一種導彈助推段自適應動態(tài)面控制方法，所述方法包括：

根據(jù)預設的導彈助推段姿態(tài)控制模型，使用非線性干擾估計技術(shù)得到對應的非線性干擾觀測器。

根據(jù)導彈助推段姿態(tài)控制模型，使用動態(tài)面設計技術(shù)得到導彈助推段姿態(tài)控制律。

根據(jù)非線性干擾觀測器輸出的干擾估計值對導彈助推段姿態(tài)控制律進行修正，得到期望控制力矩。

根據(jù)導彈助推段姿態(tài)控制模型和期望控制力矩得到對應的導彈控制指令，使用導彈控制指令進行導彈姿態(tài)控制。

其中一個實施例中，導彈助推段姿態(tài)控制模型的建立方式包括：

在預設的導彈姿態(tài)控制系統(tǒng)中，獲取控制力矩和對應的導彈助推段姿態(tài)數(shù)據(jù)。

根據(jù)控制力矩和導彈助推段姿態(tài)數(shù)據(jù)的對應關(guān)系，使用導彈助推段的姿態(tài)動力學方程和姿態(tài)運動學方程，建立導彈助推段姿態(tài)控制模型。

其中一個實施例中，導彈助推段的姿態(tài)動力學方程和姿態(tài)運動學方程為：

其中，J_x,J_y,J_z分別為彈體三軸轉(zhuǎn)動慣量，為俯仰角，ψ為偏航角，γ為滾轉(zhuǎn)角，ω_x,ω_y,ω_z分別為彈體三軸旋轉(zhuǎn)角速度，M_x,M_y,M_z分別為彈體所受到的總的滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩，M_cx,M_cy,M_cz分別為彈體發(fā)動機產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)控制力矩、偏航控制力矩和俯仰控制力矩。

其中一個實施例中，導彈助推段姿態(tài)控制模型為：