[发明专利]基于扰动估计和补偿的战术导弹鲁棒姿态控制方法

摘要

本发明提供了一种基于扰动估计和补偿的战术导弹鲁棒姿态控制方法，将作用在系统上的不确定性、扰动和模型非线性项均视为施加在输入通道的等效输入扰动，然后通过设计线性的广义扩张状态观测器对该扰动进行实时估计和补偿，使得作用在系统上的不确定性和扰动减小，进而可通过鲁棒控制方法来设计控制器满足闭环系统的跟踪性能、限制控制量和鲁棒稳定性等多种性能指标的要求。本方不需要精确的系统模型和关于扰动的先验信息，不要求系统的全状态可用，便于工程实现，具有较强的适用性。本发明应用于飞行器姿态控制领域。

主权项

1.一种基于扰动估计和补偿的战术导弹鲁棒姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S100：建立如公式(1)所示的导弹纵平面动力学模型：其中，M，α，q和γ分别表示马赫数，攻角，俯仰角速率和飞行航迹角，均为飞行过程中的变量，Cn和Cm分别为法向力和俯仰力矩系数，IY为导弹的转动惯量，CD0为零升阻力系数，S为导弹的参考面积，D为导弹的参考长度，VS为导弹的声速，P0为导弹的静压，m为导弹的质量；步骤S200：对运动模型进行线性化，建立等效输入扰动模型，包括以下步骤：采用攻角跟踪控制策略，选取实际攻角α、俯仰角速率q和实际舵偏角δ为导弹控制系统的状态量，指令舵偏角δc为系统控制输入，实际攻角α为导弹控制系统的输出，对动力学模型进行线性化，忽略三角函数的小量和气动系数中的高阶项，并将非线性、参数摄动、重力的影响、未建模动态和外部的扰动视为作用在系统上的集总扰动，同时将舵机动力学特性引入到状态空间描述中，得到：其中，B＝[0 0 ω_a]^T，C＝[1 0 0]， x_m＝[α q δ]^T，u＝δ_c，y_m＝α；K_α＝0.7P₀S/mV_S，K_q＝0.7P₀SD/I_Y，K_α、K_q为飞行参数，为广义扩张状态输入矩阵，B_d和d_e分别代表扰动输入矩阵和集总扰动；ω_a为舵机的带宽，c_n、c_m、d_n、d_m、e_m为气动力系数的拟合参数；步骤S300：构建扩张状态观测器的等效输入扰动估计和补偿系统，包括以下步骤：将集总扰动扩张为系统的一个状态，即：xe，n+1＝de   (3)对应的扩张状态系统为：其中A为系统矩阵，为广义扩张状态系统矩阵，B为输入矩阵，为广义扩张状态输入矩阵，C为输出矩阵，为广义扩张状态输出矩阵，为广义扩张状态系统的状态向量，y_e为广义扩张状态系统的输出向量，其中，(A,B)为可控条件，为可观条件，式(4)对应的线性广义扩张状态观测器为：其中，为扩张系统的状态估计量，L为待构建的观测器增益，为观测器估计的原系统输出；步骤S400：采用极点配置法依据性能指标确定观测器设计参数；步骤S500：构建鲁棒多目标控制系统时，采用鲁棒多目标控制设计状态反馈增益，H∞性能和H2性能相关的被控输出z∞和z2分别选取为：其中，αc为期望的指令攻角，δc为指令舵偏角，根据上式得到鲁棒多目标控制的相应矩阵和相关极点配置区域参数，并通过求解系统的线性矩阵不等式，得到状态反馈增益。