[发明专利]一种用于半捷联制导导弹的一体化控制方法

权利要求书

1.一种用于半捷联制导导弹的一体化控制方法，包括以下几个步骤：

步骤1：建立导引头稳定跟踪与弹体姿态控制一体化数学模型，包括弹体姿态运动学模型、框架运动学模型、角跟踪系统模型、一体化数学模型；

(1)弹体姿态运动学模型；

导弹气流角微分方程为：

α·β·γ·v=mg cosγvcosθ-LmV cosβmg sinγvcosθ+YmV-ψ·vsinθ-(mg cosγvcosθ-L)tanβmV+-cosαtanβsinαtanβ1sinαcosα0cosαsecβ-sinαsecβ0ωmxωmyωmz---(1)]]>

式中，α,β,γ_v分别为攻角、侧滑角、倾侧角；θ,ψ_v分别为弹道倾角、弹道偏角；L,Y分别为升力和侧向力；ω_mx,ω_my,ω_mz为弹体体轴姿态角速度；m为导弹质量，g为重力加速度，V为导弹飞行速度；

姿态角速度微分方程为：

ω·mxω·myω·mz=Mx0Ix-(Iz-Iy)ωmzωmyIxMy0Iy-(Ix-Iz)ωmxωmzIyMz0Iz-(Iy-Ix)ωmyωmxIz+QSLrmxδxIx000QSLrmyδxIy000QSLrmzδxIzδxδyδz---(2)]]>

式中，M_x0,M_y0,M_z0为零舵偏状态下的气动力矩；为滚转力矩系数对δ_x的导数，为滚转力矩系数对δ_y的导数，为滚转力矩系数对δ_z的导数；动压Q＝0.5ρV²，ρ为空气密度；S为导弹参考面积；L_r为导弹参考长度；δ_x,δ_y,δ_z为滚转、偏航、俯仰三通道的舵偏角；I_x,I_y,I_z分别为导弹三个方向的转动惯量；

(2)框架运动学模型；

导引头光轴中心在空间中的运动为：

ω_d＝ω_dm+ω_ds(3)

式中，

ωdm=ωmxcosλzcosλy+ωmysinλz-ωmzcosλzsinλy-ωmxsinλzcosλy+ωmycosλz+ωmzsinλzsinλyωmxsinλy+ωmzcosλyωds=λ·ysinλzλ·ycosλzλ·z]]>

其中，ω_d为光轴角速度在探测坐标系中的投影，ω_dm为弹体角速度在探测坐标系中的投影，ω_ds为导引头伺服框架角速度在探测坐标系中的投影，ω_mx,ω_my,ω_mz为弹体体轴角速度，λ_y,λ_z为半捷联稳定平台的内外框架角；

(3)角跟踪系统模型；

三维跟踪角误差微分方程为：

ϵ·y=ωy-ωdy+ωdxϵzϵ·z=ωz-ωdz-ωdxϵy---(4)]]>

式中，ε_y,ε_z为失调角，ω_y,ω_z为视线角速度，ω_dx,ω_dy,ω_dz为光轴角速度；

(4)导引头稳定跟踪与弹体姿态控制一体化数学模型；

建立半捷联导引头控制与姿态控制一体化数学模型：

x·1=f1(x1)+g1(x1)x2u1x·2=f2(x2)+g2(x2)u2---(5)]]>

式中，

x1=αβγvϵyϵzT,u1=ωλyωλzT=λ·yλ·zT,]]>

x₂＝[ω_mx ω_my ω_mz]^T，u₂＝[δ_x δ_y δ_z]^T，

f1(x1)=mg cosγvcosθ-LmV cosβmg sinγvcosθ+YmV-ψ·vsinθ-(mg cosγvcosθ-L)tanβmVωyωz,g1(x)=-cosαtanβsinαtanβsinαcosαcosαsecβ-sinαsecβsinλzcosλy+ϵzcosλzcosλy-cosλz+ϵzsinλz-(sinλy+ϵycosλzcosλy)-ϵysinλz100000000-(sinλzsinλy+ϵzcosλzsinλy)-cosλz+ϵzsinλz0-cosλy+ϵycosλzsinλy-ϵysinλz-1,]]>

f2(x)=Mx0Ix-(Iz-Iy)ωmzωmyIxMy0Iy-(Ix-Iz)ωmxωmzIyMz0Iz-(Iy-Ix)ωmyωmxIz,g2(x)=QSLrmxδxIx000QSLrmyδxIy000QSLrmzδxIz;]]>

步骤2：设计一体化控制器构型；

设制导系统给出的气流角指令α_c,β_c,γ_vc，框架角位置测量传感器测得的框架角位置λ_y,λ_z，弹目视线角q_y,q_z经过滤波器得到的弹目视线转率ω_y,ω_z，以及导引头接收机得到的跟踪角误差ε_y,ε_z，通过外环控制器输出框架角速度控制信号ω_λyc,ω_λzc，控制光轴指向实时跟踪弹目视线，同时给出姿态角速度的伪控制量ω_mxc,ω_myc,ω_mzc，再送给内环姿态角速度控制系统，控制气动舵实现对ω_mxc,ω_myc,ω_mzc的快速跟踪；

步骤3：基于非线性动态逆的控制器设计；

(1)设计外环动态逆控制器；

设外回路的状态变量为[α β γ_v ε_y ε_z]^T，输入控制变量为[ω_mx ω_my ω_mz ω_λy ω_λz]^T；则外环动态逆控制器为：

ωmxcωmycωmzcωλyωλz=g1-1(x1)(vαvβvγvvϵyvϵz-f(x1))---(9)]]>

式中：分别为状态变量α,β,γ_v,ε_y,ε_z的期望动态形式，ω_mxc,ω_myc,ω_mzc为内环期望的弹体姿态角速度指令，作为内环的伪控制量；

(2)设计内环动态逆控制器；

设内回路控制指令为外回路伪控制量ω_mxc,ω_myc,ω_mzc，输入控制变量为δ_x,δ_y,δ_z；

则内环动态逆控制器：

δxδyδz=g2-1(x2)(vωmxvωmyvωmz-f(x2))---(10)]]>

式中：分别为状态变量ω_mxc,ω_myc,ω_mzc的期望动态形式；

通过式(9)和(10)分别得到外环动态逆控制器和内环动态逆控制器，完成导弹的一体化控制。