[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

摘要

本发明涉及一种空空导弹直接力/气动力有限时间抗饱和控制方法，为了避免传统终端滑模存在的奇异现象，建议一种新的积分滑模面，可以在给定的有限时间让系统状态收敛到平衡位置。根据导弹纵向运动模型设计可以处理有界扰动和输入饱和问题的积分滑模控制器，获得建立导弹过载所需要的虚拟控制力矩。采用控制分配将期望的控制力矩映射到气动舵面和直接力装置。理论分析和数字仿真都显示了所提出的控制器能使复合控制导弹在有限时间跟踪上过载指令信号，并且闭环系统稳定。

主权项

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；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,v＝Wu；W为实际控制量到虚拟控制量之间的映射；u＝[δe fy]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：δec,fyc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，δe，fy是执行机构的的输出信号；ωδ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δe：位置约束为[‑30°,30°]，速率约束为[‑450°/s,450°/s]；所述控制量fy：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，nyc为过载跟踪指令步骤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)＝Eus(t)+Fu(t‑Ts)+Gν(t)所述式中：W1,W2,Wv正定矩阵，I为单位矩阵，us为期望的稳态控制量，u(t‑Ts)为前一采样时间控制量，Ts为采样时间。