[发明专利]一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法

说明书

本发明涉及一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，建立导弹制导控制一体化模型，并将导弹制导控制一体化模型转换成严反馈非线性数学模型；基于生成的严反馈非线性数学模型，结合变结构滑模控制与反步控制，设计多滑模面反步控制器。本发明便于控制算法的设计，通过设计复合项D，既实现了滑模面稳定可到达，又避免了微分爆炸现象；引入初值衰减项对滑模面进行优化，减小了控制信号的幅度，有利于防止执行机构饱和；通过二阶干扰观测器对复合项D进行观测补偿，提高了系统的抗干扰能力和鲁棒性。

技术领域

本发明涉及飞行器制导控制领域，具体地说是一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法。

背景技术

传统的导弹制导控制算法因为采用分离式设计而存在很多的弊端。在高超音速飞行环境下或者目标存在大机动的情况下，制导回路和控制回路的时间常数差距较小，耦合更加严重，分离式设计往往会造成终端制导精度下降甚至导弹失控。

一体化控制方法是一种不依赖于频谱分离假设的方法。该方法将制导、控制两回路综合设计，充分考虑两回路之间的互相影响，是目前制导控制领域的研究热点。

目前已有的一体化制导控制算法尚不成熟，存在很多诸如控制算法复杂、控制信号饱和、非匹配干扰影响等问题。针对上述情况，简单可靠、鲁棒性强的一体化控制算法的研究具有重要意义。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，解决已有的一体化制导控制算法尚不成熟，存在控制算法复杂、容易出现微分爆炸现象的问题。

本发明为实现上述目的所采用的技术方案是：

一种基于观测器技术的飞行器制导控制一体化方法，包括

首先，建立导弹制导控制一体化模型，并将导弹制导控制一体化模型转换成严反馈非线性数学模型；

然后，基于生成的严反馈非线性数学模型，结合变结构滑模控制与反步控制，设计多滑模面反步控制器。

所述建立导弹制导控制一体化模型包括：

步骤1：建立弹-目相对运动方程：

其中：R是相对距离，q是视线角，V_T是目标速度矢量，V_M是导弹速度矢量，θ_T是目标速度倾角，θ_M是导弹速度倾角；

步骤2：建立导弹在垂直面内的动力学方程：

其中，α是攻角，m是质量，g是重力加速度，Y是升力，ω_z是俯仰角速率，J_z是z轴的转动惯量，δ_z是俯仰舵偏角，是俯仰角，其中，M_αα和分别是俯仰力矩对舵偏角、攻角和俯仰角速率的导数；

步骤3：根据空气动力学，得到导弹升力和俯仰力矩的表达式：

其中，Q为动压，S为特征面积，l为特征长度，和分别是升力系数对舵偏角和攻角的导数，和分别是俯仰力矩系数对攻角、俯仰角速率、舵偏角的导数；

步骤4：联立公式(1)～(3)，得到导弹制导控制一体化模型：

其中，d₁、d₂、d₃为未知干扰因子，其由未建模的因素和目标机动决定。