基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控制方法
【專利摘要】基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控制方法，屬于飛行器控制領(lǐng)域。本發(fā)明解決了現(xiàn)有的姿態(tài)控制設(shè)計(jì)方法無(wú)法同時(shí)解決模型非線性和控制輸入混雜特性的問(wèn)題。本發(fā)明的技術(shù)要點(diǎn)為：建立直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈完整姿態(tài)控制模型和直接側(cè)向力模型，并通過(guò)對(duì)氣動(dòng)特性的分析，將非線性動(dòng)力學(xué)模型轉(zhuǎn)化為分段仿射模型；利用分段仿射模型和混合邏輯動(dòng)態(tài)模型的等價(jià)性，并考慮控制輸入的混雜特性，建立了復(fù)合控制導(dǎo)彈混合邏輯動(dòng)態(tài)模型；基于混合邏輯動(dòng)態(tài)模型，設(shè)計(jì)顯式模型預(yù)測(cè)控制律，確定氣動(dòng)舵控制規(guī)律及姿控發(fā)動(dòng)機(jī)開啟規(guī)律。本發(fā)明方法適用于飛行器制導(dǎo)控制領(lǐng)域。
【專利說(shuō)明】基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈 姿態(tài)控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控制方法，尤其涉及基于混 雜預(yù)測(cè)控制的復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控制方法，屬于飛行器控制領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002] 隨著目標(biāo)機(jī)動(dòng)能力的增強(qiáng)，為了實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的有效攔截，要求導(dǎo)彈具有較快的過(guò) 載響應(yīng)速度。傳統(tǒng)的純氣動(dòng)力控制導(dǎo)彈由于受到過(guò)載響應(yīng)速度的限制，已經(jīng)無(wú)法滿足對(duì)高 機(jī)動(dòng)目標(biāo)精確攔截的要求。采用直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)是提高導(dǎo)彈過(guò)載響應(yīng)速 度的有效途徑，但直接側(cè)向力的引入使得導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度增加，主要體現(xiàn)在 如下兩個(gè)方面：一是直接側(cè)向力和氣動(dòng)力產(chǎn)生復(fù)雜的耦合，使得導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)模型的非線性 和不確定性增加；二是直接側(cè)向力的離散特性，使得控制設(shè)計(jì)模型具有明顯的混雜特性。這 兩點(diǎn)給導(dǎo)彈姿態(tài)控制設(shè)計(jì)帶來(lái)了新的挑戰(zhàn)，傳統(tǒng)姿態(tài)控制設(shè)計(jì)方法沒有同時(shí)解決上述兩個(gè) 問(wèn)題。目前關(guān)于直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控制設(shè)計(jì)的方法大多采用兩步法，首先， 利用非線性控制方法設(shè)計(jì)非線性姿態(tài)控制律，得到控制力矩指令；然后，選取一定的性能指 標(biāo)，通過(guò)優(yōu)化求解，得到氣動(dòng)力矩指令和直接側(cè)向力力矩指令，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)力和直接側(cè)向力的 指令分配。該方法由于很難考慮直接側(cè)向力和氣動(dòng)力動(dòng)態(tài)特性的差異，控制效果欠佳，應(yīng)用 范圍受到限制。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是提供姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控制方法，以解決 現(xiàn)有的姿態(tài)控制設(shè)計(jì)方法無(wú)法同時(shí)解決模型非線性和控制輸入混雜特性的問(wèn)題。本發(fā)明為 解決上述技術(shù)問(wèn)題采取的技術(shù)方案是：
[0004] 本發(fā)明所述的基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控 制方法，是按照以下步驟實(shí)現(xiàn)的：
[0005] 步驟一、建立直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈完整姿態(tài)控制模型和直接側(cè)向力模 型，并推導(dǎo)俯仰方向直接側(cè)向力的表達(dá)式，將導(dǎo)彈非線性動(dòng)力學(xué)模型轉(zhuǎn)化為分段仿射模 型；
[0006] 其中，所建立的直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈完整姿態(tài)控制模型過(guò)程如下：
[0007] 將導(dǎo)彈所受重力和氣動(dòng)力分別在彈道坐標(biāo)系上表示，得到導(dǎo)彈質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué) 方程如下

【權(quán)利要求】
1.基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控制方法，其特征在 于所述方法是按照以下步驟實(shí)現(xiàn)的： 步驟一、建立直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈完整姿態(tài)控制模型和直接側(cè)向力模型，并 推導(dǎo)俯仰方向直接側(cè)向力的表達(dá)式，將導(dǎo)彈非線性動(dòng)力學(xué)模型轉(zhuǎn)化為分段仿射模型； 其中，所建立的直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈完整姿態(tài)控制模型過(guò)程如下： 將導(dǎo)彈所受重力和氣動(dòng)力分別在彈道坐標(biāo)系上表示，得到導(dǎo)彈質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程 如下
其中m為導(dǎo)彈質(zhì)量，P為導(dǎo)彈尾部主發(fā)動(dòng)機(jī)推力，g為重力加速度，Xa、Ya和Za為導(dǎo)彈所 受氣動(dòng)力在速度坐標(biāo)系上的三個(gè)分量，分別是阻力、升力和側(cè)向力，其正方向分別與速度坐 標(biāo)系三個(gè)軸的正方向一致；V表示導(dǎo)彈質(zhì)心運(yùn)動(dòng)速度，a，P分別為攻角和側(cè)滑角，0，Vv 分別為彈道傾角和彈道偏角，YvS速度傾斜角；為導(dǎo)彈所受直接側(cè)向力在彈道坐 標(biāo)系上的三個(gè)分量； 假定彈體坐標(biāo)系與彈體慣性主軸重合，即Jxy =Jyz =Jzx = 〇,得到彈體坐標(biāo)系中的導(dǎo) 彈繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程如下
其中?1!￡、叉和上分別為導(dǎo)彈對(duì)彈體坐標(biāo)系三個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，《x，《 y，分別為彈體 坐標(biāo)系相對(duì)地面坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度《在彈體坐標(biāo)系三個(gè)軸上的分量，1!￡、1^和Mz分別為 作用于導(dǎo)彈上所有外力對(duì)質(zhì)心的力矩在彈體坐標(biāo)系各軸上的分量;Mx、My和Mz表不為
式中M^Mey和Mez分別為作用于導(dǎo)彈的氣動(dòng)力矩在彈體坐標(biāo)系各軸上的分量， 分別為作用于導(dǎo)彈的直接側(cè)向力矩在彈體坐標(biāo)系各軸上的分量； 考慮側(cè)向噴流干擾效應(yīng)，同時(shí)點(diǎn)燃若干姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的直接側(cè)向力合力和合力 矩在彈體坐標(biāo)系上的表示為
其中，為噴流干擾推力放大因子，，為噴流干擾力矩放大因子，F(xiàn)yl，F(xiàn)zl，Myl，Mzl為標(biāo)稱直接側(cè)向力合力和合力矩在彈體坐標(biāo)系上的表示； 根據(jù)公式（1)至（4)推導(dǎo)出攻角、側(cè)滑角和彈體角速度動(dòng)態(tài)方程；
其中，Q為動(dòng)壓，S為特征面積，L為特征長(zhǎng)度，C「.Cf,Cf.Cf,〃C 為氣動(dòng) 參數(shù)，c；為單位攻角對(duì)應(yīng)的法向過(guò)載系數(shù)，為單位升降舵偏角對(duì)應(yīng)的法向過(guò)載系數(shù)，Cf 為單位側(cè)滑角對(duì)應(yīng)的側(cè)向過(guò)載系數(shù)，Cf為單位方向舵偏角對(duì)應(yīng)的側(cè)向過(guò)載系數(shù)，<為偏航 靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)，為方向舵操縱效率，為偏航阻尼力矩系數(shù)，< 為俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)，A4 為升降舵操縱效率，為俯仰阻尼力矩系數(shù)，Sy，Sz分別為方向舵和升降舵的偏轉(zhuǎn)角；式 (5)-(6)即為復(fù)合控制導(dǎo)彈的姿態(tài)控制模型； 步驟二、引入邏輯變量，構(gòu)造復(fù)合控制導(dǎo)彈完整混合邏輯動(dòng)態(tài)模型； 步驟三、設(shè)計(jì)復(fù)合導(dǎo)彈姿態(tài)控制律，確定氣動(dòng)控制律和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)開啟規(guī)律。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈 姿態(tài)控制方法，其特征在于：建立步驟一所述的直接側(cè)向力模型的具體過(guò)程為： 直接側(cè)向力由固定安裝于彈體質(zhì)心前方的姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)組產(chǎn)生，共有180個(gè)姿控脈 沖發(fā)動(dòng)機(jī)錯(cuò)位排布，沿彈體縱軸分成10圈，每圈18個(gè)姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)繞彈體排列；同一 圈內(nèi)相鄰的姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)間隔圓心角為20°，令i表示圈的編號(hào)，i= 1，2,…，10,j表 示姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)在每圈內(nèi)的編號(hào)，j= 1，2,…，18 ;第i圈姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)噴口圓心的連 線形成的截面與彈體質(zhì)心的距離為Ii，相鄰兩圈間距為A1 ;假設(shè)姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)在無(wú)自由 流時(shí)產(chǎn)生的穩(wěn)態(tài)推力SFm，對(duì)于編號(hào)為（i，j)的姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的標(biāo)稱直接側(cè)向力在 彈體坐標(biāo)系中的表示為
相應(yīng)地，直接側(cè)向力矩在彈體坐標(biāo)系上的表示為
其中，當(dāng)i為奇數(shù)時(shí)，= 2 ;當(dāng)i為偶數(shù)時(shí)，=I; 同時(shí)點(diǎn)燃若干姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的標(biāo)稱直接側(cè)向力合力和合力矩在彈體坐標(biāo)系上 的表示為

其中，jM，ju，…，Lnl表示第1圈點(diǎn)燃的姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的圈內(nèi)編號(hào)，nl表示第1圈點(diǎn) 燃的姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量，依此類推；式（9)-(10)即為復(fù)合控制導(dǎo)彈的直接側(cè)向力模型。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈 姿態(tài)控制方法，其特征在于步驟一中所述的推導(dǎo)俯仰方向直接側(cè)向力的表達(dá)式的具體過(guò)程 為： 奇數(shù)圈內(nèi)編號(hào)為（i，l)，（i，2)，（i，3)，（i，17)，（i，18)的姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的直接 側(cè)向力在Oy1軸上的分量表示成向量
偶數(shù)圈內(nèi)編號(hào)為（i，l)，（i，2)，（i，17)，（i，18)的姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的直接側(cè)向力 在Oy1軸上的分量表示成向量
設(shè)第i圈姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的直接側(cè)向力為Fi，要求
則當(dāng)奇數(shù)圈脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)，有
每一控制周期，姿態(tài)控制系統(tǒng)按照一定的控制律從G+UfT中選擇一個(gè)控制力作為控 制輸入。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈 姿態(tài)控制方法，其特征在于步驟一中所述的將導(dǎo)彈非線性動(dòng)力學(xué)模型轉(zhuǎn)化為分段仿射模型 的具體過(guò)程為：結(jié)合該直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合控制導(dǎo)彈的總體參數(shù)表，由式（5)-?)，得 到導(dǎo)彈俯仰通道的非線性姿態(tài)控制模型為
選取系統(tǒng)狀系
控制量
；選取系統(tǒng)輸出為y= 〇 ;得到非 線性模型的狀態(tài)空間描述如下
其中，
上式中，氣動(dòng)參數(shù)，噴流干擾放大因子心都和攻角a有關(guān)； 分別以〇=-21.25°，-8.75°，0°，8.75°，21.25°作為分界點(diǎn)，分成六個(gè)分區(qū)，在 每一段內(nèi)，利用小偏差線性化的方法將姿態(tài)控制模型分段線性化； 得到的分段仿射模型如下：
C = [I 0] 其中，i= 1，2,…，6,分別對(duì)應(yīng)六個(gè)分區(qū)； 取采樣周期Ts = 0. 025s，結(jié)合氣動(dòng)參數(shù)與攻角的關(guān)系，得到離散的姿態(tài)控制系統(tǒng)狀態(tài) 空間表達(dá)式為
k表示第k時(shí)刻，式（22)即為復(fù)合控制導(dǎo)彈分段仿射模型。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于混雜預(yù)測(cè)控制的姿控式直接側(cè)向力和氣動(dòng)力復(fù)合導(dǎo)彈 姿態(tài)控制方法，其特征在于步驟二所述的構(gòu)造復(fù)合控制導(dǎo)彈完整混合邏輯動(dòng)態(tài)模型的具體 過(guò)程為： 引入邏輯變量SiQOe{0，1}，1 = 1，2，?，6來(lái)描述分段仿射模型中的各分界點(diǎn)，它 們滿足如下對(duì)應(yīng)關(guān)系
式（23)可轉(zhuǎn)化成等價(jià)的混合邏輯不等式約束：
其中，Hi1 = -〇? 16,M1 = 0? 90,m2 = -〇? 377,M2 = 0? 683,m3 = -〇? 53,M3 = 0? 53,m4 =-0? 683,M4 = 0? 377,m5 = -0? 90,M5 = 0? 16，e=KT6 ; 同時(shí)，還需引入輔助邏輯變量
Mk)e{0，l}，i= 6,…，9,并且滿足 則S1,S6,S7,S8,S9,I-S5分別對(duì)應(yīng)分段仿射模型的六個(gè)分區(qū)； 將式（25)表述成混合邏輯不等式約束：
引入輔助連續(xù)變量Zi (k)，i= 1，2,…，6,從而將分段仿射模型的每一段分區(qū)條件與相 應(yīng)的狀態(tài)空間表達(dá)式統(tǒng)一起來(lái)，這些輔助連續(xù)變量如下
仰方向直接側(cè)向力取值集合為
其中，y。為攻角指令，y(k+i/k)為攻角預(yù)測(cè)值，N為預(yù)測(cè)時(shí)域，Qy是輸出跟蹤項(xiàng)的加權(quán) 矩陣，R是控制輸入項(xiàng)的加權(quán)矩陣； 利用混合整數(shù)二次規(guī)劃方法及Matlab軟件求解上述優(yōu)化問(wèn)題，即得到到氣動(dòng)控制律 和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)開啟規(guī)律，直接側(cè)向力和氣動(dòng)力的分配通過(guò)調(diào)整加權(quán)矩陣Qy和R實(shí)現(xiàn)。
【文檔編號(hào)】G05D1/08GK104267733SQ201410578127
【公開日】2015年1月7日 申請(qǐng)日期:2014年10月25日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月25日
【發(fā)明者】趙昱宇, 楊寶慶, 姚郁, 賀風(fēng)華, 陳松林, 馬杰 申請(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)