[发明专利]基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法

摘要

基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法，属于飞行器控制领域。本发明解决了现有的姿态控制设计方法无法同时解决模型非线性和控制输入混杂特性的问题。本发明的技术要点为：建立直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型和直接侧向力模型，并通过对气动特性的分析，将非线性动力学模型转化为分段仿射模型；利用分段仿射模型和混合逻辑动态模型的等价性，并考虑控制输入的混杂特性，建立了复合控制导弹混合逻辑动态模型；基于混合逻辑动态模型，设计显式模型预测控制律，确定气动舵控制规律及姿控发动机开启规律。本发明方法适用于飞行器制导控制领域。

主权项

基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法，其特征在于所述方法是按照以下步骤实现的：步骤一、建立直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型和直接侧向力模型，并推导俯仰方向直接侧向力的表达式，将导弹非线性动力学模型转化为分段仿射模型；其中，所建立的直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型过程如下：将导弹所受重力和气动力分别在弹道坐标系上表示，得到导弹质心运动的动力学方程如下$\left\{\begin{array}{c}m\stackrel{\·}{V}=P\cos \mathrm{\α}\cos \mathrm{\β}-X_a-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\θ}+F_{x_2}^a\\ \mathrm{mV}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}=P(\sin \mathrm{\α}\cos {\mathrm{\γ}}_v+\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}\sin {\mathrm{\γ}}_v)+Y_a\cos {\mathrm{\γ}}_v-\mathrm{mg}\cos \mathrm{\θ}+F_{y_2}^a\\ \mathrm{mV}\cos \mathrm{\θ}{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}_V=-P(\sin \mathrm{\α}\sin {\mathrm{\γ}}_v-\cos \mathrm{\α}\sin {\mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}}_v)-Y_a\sin {\mathrm{\γ}}_v-Z_a\cos {\mathrm{\γ}}_v-F_{z_2}^a\end{array}\right.---\left(1\right)$其中m为导弹质量，P为导弹尾部主发动机推力，g为重力加速度，X_a、Y_a和Z_a为导弹所受气动力在速度坐标系上的三个分量，分别是阻力、升力和侧向力，其正方向分别与速度坐标系三个轴的正方向一致；V表示导弹质心运动速度，α,β分别为攻角和侧滑角，θ,ψ_v分别为弹道倾角和弹道偏角，γ_v为速度倾斜角；为导弹所受直接侧向力在弹道坐标系上的三个分量；假定弹体坐标系与弹体惯性主轴重合，即J_xy＝J_yz＝J_zx＝0，得到弹体坐标系中的导弹绕质心转动的动力学方程如下$\left\{\begin{array}{c}{J}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x=(J_y-J_z){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_y+M_x\\ J_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y=(J_z-J_x){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_z+M_y\\ J_z{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z=(J_x-J_y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+M_z\end{array}\right.---\left(2\right)$其中J_x、J_y和J_z分别为导弹对弹体坐标系三个轴的转动惯量，ω_x,ω_y,ω_z分别为弹体坐标系相对地面坐标系的转动角速度ω在弹体坐标系三个轴上的分量，M_x、M_y和M_z分别为作用于导弹上所有外力对质心的力矩在弹体坐标系各轴上的分量；M_x、M_y和M_z表示为$\left\{\begin{array}{c}{M}_x=M_{\mathrm{ex}}+M_{x_1}^a\\ M_y=M_{\mathrm{ey}}+M_{y_1}^a\\ M_z=M_{\mathrm{ez}}+M_{z_1}^a\end{array}\right.---\left(3\right)$式中M_ex、M_ey和M_ez分别为作用于导弹的气动力矩在弹体坐标系各轴上的分量，分别为作用于导弹的直接侧向力矩在弹体坐标系各轴上的分量；考虑侧向喷流干扰效应，同时点燃若干姿控脉冲发动机产生的直接侧向力合力和合力矩在弹体坐标系上的表示为$\left[\begin{array}{c}{F}_{x_1}^a\\ F_{y_1}^a\\ F_{z_1}^a\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ F_{y_1}+K_{F_y}{F}_{y_1}\\ F_{z_1}+K_{F_z}{F}_{z_1}\end{array}\right],\left[\begin{array}{c}{M}_{x_1}^a\\ M_{y_1}^a\\ M_{z_1}^a\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ M_{y_1}+K_{M_y}{M}_{y_1}\\ M_{z_1}+K_{M_z}{M}_{z_1}\end{array}\right]---\left(4\right)$其中，为喷流干扰推力放大因子，为喷流干扰力矩放大因子，F_y1,F_z1,M_y1,M_z1为标称直接侧向力合力和合力矩在弹体坐标系上的表示；根据公式(1)至(4)推导出攻角、侧滑角和弹体角速度动态方程；攻角和侧滑角动态方程$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}={\mathrm{\ω}}_z+{\mathrm{\ω}}_y\sin \mathrm{\α}\tan \mathrm{\β}-\frac{\mathrm{QS}(C_y^{\mathrm{\α}}\mathrm{\α}+C_y^{{\mathrm{\δ}}_z}{\mathrm{\δ}}_z)\cos \mathrm{\α}}{\mathrm{mV}\cos \mathrm{\β}}-\frac{(F_{y_1}+K_{F_y}{F}_{y_1})\cos \mathrm{\α}}{\mathrm{mV}\cos \mathrm{\β}}-\frac{G_y\cos \mathrm{\α}}{\mathrm{mV}\cos \mathrm{\β}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\β}}={\mathrm{\ω}}_y\cos \mathrm{\α}+\frac{\mathrm{QS}(C_z^{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}+C_z^{{\mathrm{\δ}}_y}{\mathrm{\δ}}_y)\cos \mathrm{\β}}{\mathrm{mV}}+\frac{\mathrm{QS}(C_y^{\mathrm{\α}}\mathrm{\α}+C_y^{{\mathrm{\δ}}_z}{\mathrm{\δ}}_z)\sin \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}{\mathrm{mV}}\\ +\frac{(F_{y_1}+K_{F_y}{F}_{y_1})\sin \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}{\mathrm{mV}}+\frac{(F_{z_1}+K_{F_z}{F}_{z_1})\cos \mathrm{\β}}{\mathrm{mV}}+\frac{G_z\cos \mathrm{\β}}{\mathrm{mV}}+\frac{G_y\sin \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}{\mathrm{mV}}\end{array}\right.---\left(5\right)$弹体角速度动态方程$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y=\frac{M_{y_1}}{J_y}+\frac{K_{M_y}{M}_{y_1}}{J_y}+\frac{{\mathrm{QSLm}}_y^{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}}{J_y}+\frac{\mathrm{QSL}{m}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}{\mathrm{\δ}}_y}{J_y}+\frac{{\mathrm{QSLm}}_y^{{\mathrm{\ω}}_y}{\mathrm{\ω}}_y}{J_y}\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z=\frac{M_{z_1}}{J_z}+\frac{K_{M_z}{M_{z_1}}_{}}{J_z}+\frac{{\mathrm{QSLm}}_z^{\mathrm{\α}}\mathrm{\α}}{J_z}+\frac{{\mathrm{QSLm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}{\mathrm{\δ}}_z}{J_z}+\frac{{\mathrm{QSLm}}_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ω}}_z}{J_z}\end{array}\right.---\left(6\right)$其中，Q为动压，S为特征面积，L为特征长度，为气动参数，为单位攻角对应的法向过载系数，为单位升降舵偏角对应的法向过载系数，为单位侧滑角对应的侧向过载系数，为单位方向舵偏角对应的侧向过载系数，为偏航静稳定导数，为方向舵操纵效率，为偏航阻尼力矩系数，为俯仰静稳定导数，为升降舵操纵效率，为俯仰阻尼力矩系数，δ_y,δ_z分别为方向舵和升降舵的偏转角；式(5)‑(6)即为复合控制导弹的姿态控制模型；步骤二、引入逻辑变量，构造复合控制导弹完整混合逻辑动态模型；步骤三、设计复合导弹姿态控制律，确定气动控制律和姿控发动机开启规律。