[发明专利]考虑舵机动态性能和攻击角约束的制导控制一体化方法

说明书

本发明提出一种考虑舵机动态性能和攻击角约束的制导控制一体化方法，主要用于STT导弹末制导阶段拦截机动目标。首先，建立了纵向平面的严反馈形式的非线性制导控制一体化模型。随后，基于反步法、全局终端滑模控制和线性反馈方法设计了制导控制一体化控制器，本发明考虑舵机动态性能及攻击角约束所设计制导控制一体化模型能够保证所有系统状态可直接测量。对制导子系统设计的全局终端滑模控制算法，可以保证滑模面的快速收敛及系统视线角快速收敛于期望的攻击角。同时，所设计控制命令无切换项的存在能够有效减缓“抖振”。采用降阶扩张状态观测器能够对系统的集成干扰进行估计，有效提高了系统的可靠性和鲁棒性。

技术领域

本发明涉及高速制导武器末制导阶段一种制导控制系统设计方法，具体涉及一种考虑舵机动态性能和攻击角约束的制导控制一体化设计方法。

背景技术

导弹制导控制系统是导弹精准打击目标的关键。基于频谱分离假设，传统的设计方法是独立设计制导环和控制环，然后再进行匹配联调这两个子系统的参数，这需要多次地重复设计，无疑会增加设计周期和设计成本。且由于未考虑制导环和控制环的耦合影响，在末制导阶段会因为目标高速机动而导致弹体失稳，甚至脱靶。

制导控制一体化设计方法将这两个子系统视为一个整体，根据弹体自身运动状态和弹目相对运动关系，直接解算控制指令。由于充分考虑制导系统和控制系统的耦合关系，制导控制一体化有助于提升整个系统的稳定性和精确打击能力。另外一个优点是，制导控制一体化可以使得系统共用一套传感器系统，以提高其经济性和可靠性。

由于制导控制一体化将制导子系统和控制子系统视为一个整体，使得制导控制系统的设计成为一个高阶非线性系统，又由于空气动力学参数带来的摄动及目标机动性的存在，使得拦截过程存在非匹配不确定性。为了达到更好的损伤效果，导弹拦截过程通常需要考虑众多约束条件，如固定冲击角约束，执行机构的动态性能，攻角等，这都为制导控制一体化设计带来了挑战。

发明内容

基于末制导阶段快时变、强非线性，强干扰的特点，本发明提出一种可靠性高，鲁棒性强的制导控制一体化设计方法，同时考虑了舵机的动态性能和固定冲击角约束，且制导控制一体化模型所涉及的所有状态变量均可直接测量。

本发明提出的制导控制一体化设计方法基于反步法、全局终端滑模控制、线性反馈、动态面方法提出，主要用于STT导弹末制导阶段拦截机动目标。首先，建立了纵向平面的严反馈形式的非线性制导控制一体化模型。随后，基于反步法、全局终端滑模控制和线性反馈方法设计了制导控制一体化控制器，其中模型中的集成干扰使用降阶扩张状态观测器进行估计和补偿。具体步骤，详述如下：

步骤一、建立纵向通道的弹-目运动关系、导弹的动力学方程、舵机的动力学方程。

(a)纵向通道的弹-目相对运动关系方程如下：

其中R是弹-目相对距离，q是弹目视线角，V_M和θ_M是导弹的速度矢量和速度倾角，V_T和θ_T是目标的速度矢量和速度倾角。

(b)导弹在纵向平面的动力学方程如下：

式中a_M为法向加速度，n_y是导弹的法向过载，g为重力加速度，Y为导弹升力，m为导弹质量，α为攻角，为俯仰角，ω_z为俯仰角速率，δ_z为舵偏角，J_z为z轴的转动惯量，M₀为与攻角、俯仰角速率、舵偏角有关的俯仰力矩。

由上式可以推倒出