[发明专利]一种飞行器末端直接力脉宽调制方法在审
| 申请号： | 201910496758.1 | 申请日： | 2019-06-10 |
| 公开（公告）号： | CN110095990A | 公开（公告）日： | 2019-08-06 |
| 发明（设计）人： | 赵斌;朱传祥 | 申请（专利权）人： | 西北工业大学 |
| 主分类号： | G05B13/04 | 分类号： | G05B13/04;G05D17/02 |
| 代理公司： | 上海航天局专利中心 31107 | 代理人： | 王海涛 |
| 地址： | 710072 *** | 国省代码： | 陕西;61 |
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| 摘要： | 本发明的一种飞行器末端直接力脉宽调制方法，包括以下步骤：分析现有飞行器轨控式直接力控制方式特点，提出直接力脉宽调制控制方法，即直接发动机喷口采用十字分布，直接推力大小不可调节，通过打开对面阀门达到控制直接力持续时间的目的；所述控制方法的直接力控制策略，包括针对所述控制方法特点提出推力等效原则，并推导直接发动机开机时间；所述控制方法根据推力等效原则，需要计算剩余飞行时间、预估脱靶量，设计了基于扩张状态观测器对目标的机动估计；所述控制方法根据推力等效原则存在的位移纠偏极限问题，设计了基于零脱靶量的变结构导引律。 | ||
| 搜索关键词： | 直接力 等效原则 飞行器 脉宽调制 扩张状态观测器 脉宽调制控制 预估 发动机喷口 极限问题 控制策略 控制方式 十字分布 变结构 纠偏 导引 阀门 推导 开机 发动机 飞行 分析 | ||
【主权项】：
1.一种飞行器末端直接力脉宽调制方法，其特征在于，直接力发动机的喷口位于导弹质心所在的平面，且采用十字型分布，所述平面垂直于导弹的中心轴，直接力发动机提供的直接力大小固定，通过控制直接力发动机工作时间控制直接力末端冲量，其步骤包括：步骤一、设计冲量控制产生的纠偏位移等于预估脱靶量的等效原则，确定直接发动机开启策略，计算直接力持续时间；步骤二、根据所述的等效原则，利用弹目相对运动方程，基于扩张状态观测器估计目标运动信息，计算预估脱靶量值；步骤三、根据所述的等效原则，设计基于零脱靶量的变结构制导律。
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