[发明专利]空空导弹直接力/气动力有限时间抗饱和控制方法

权利要求书

1.一种空空导弹直接力/气动力有限时间抗饱和控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1、根据牛顿第二运动定律和动量矩定理构建弹体动力学模型，构建执行机构数学模型：

将导弹的质量和速度视为常值,导弹的执行机构包含了直接力装置和气动舵面，复合控制导弹的纵向短周期动力学模型：

其中：d_α和为导弹的建模不确定性和外界干扰；α为导弹攻角，ω_z为俯仰角速率，n_y为导弹过载，δ_e为升降舵偏角，f_y为直接力，g为重力加速度；a_α,b_α,为动力学系数；J_z为转动惯量，L为侧喷发动机到质心的距离，m为导弹质量，V为导弹速度；

对于正常布局的导弹，由于升降舵面和直接力装置产生的控制力对的影响较小，忽略式考虑到有δ_e和f_y两个控制输入，引入一个虚拟控制量v(t) ,v(t) ＝Wu(t)；W为实际控制量到虚拟控制量之间的映射；

u＝[δ_e f_y]^T

引入虚拟控制输入后，复合控制导弹的纵向模型如下：

复合控制导弹的执行机构的数学模型：

式中：δ_ec,f_yc分别为尾翼偏转和侧向推力的来自控制分配器的控制输入分配结果，δ_e，f_y是执行机构的的输出信号；ω_δ和ξ分别为舵系统无阻尼自振频率和阻尼比，τ代表侧推力的时间常数；s是复频域变量；

所述控制量δ_e：位置约束为[-30°,30°]，速率约束为[-450°/s,450°/s]；

所述控制量f_y：位置约束为[-3600N,3600N]，速率约束为∞；

步骤2、根据步骤1建立的模型，基于滑模控制理论，设计有限时间抗饱和控制器：

k₁、k₂、k₃和λ为正常数，S为积分滑模面，

所述e＝[e₁ e₂]^T，e₁＝n_y-n_yc，

n_yc为过载跟踪指令，e为过载跟踪误差，为过载跟踪误差变化率，

步骤3、对步骤2设计的有限时间抗饱和控制器进行控制分配：

u(t)＝Eu_s(t)+Fu(t-T_s)+Gv (t)

式中，

式中：W₁,W₂,W₃正定矩阵，I为单位矩阵，u_s为期望的稳态控制量，u(t-T_s)为前一采样时间控制量，T_s为采样时间。