导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法.docx

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1、导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法摘 要：导弹作为一种高精度武器，对制导控制精度要求极高，传统制导控制设计思路已经逐渐不能满足当前的控制精度要求。基于对导弹制导与控制一体化设计思路的了解，本文提出了制导与控制系统的一体化三通道解耦设计方法，提高导弹的控制和制导精度，让导弹能够精准打击战略目标。Key：导弹设计；制导控制一体化；三通道解耦：TJ765： A ： 2096-4706 (2019) 07-0100-03Abstract： As a kind of high precision weapon, missile requires veryhigh precision of guida

2、nce and control. The traditional design ideaof guidance and control has gradually failed to meet the currentcontrol accuracy requirements. Based on the understanding of missileguidance and control integrated design idea, this paper presents anintegrated three-channel decoupling design method of guid

3、ance andcontrol system, which can improve the control and guidance accuracyof missiles and enable missiles to strike strategic targetsaccurately.Keywords： missile design； guidance and control integration； three-channel decoupling0 引言传统导弹设计的思想为：将制导系统与控制系统单独设计，控制系统应用制导的信息数据完成弹体运行状态控制。这种设计方法的问题在于，在导弹的末

4、制导段，制导回路的带宽逐渐加大，设计思路中应用的频谱分离假设失效，导致导弹的制动精度下降，导弹的运行精度不能满足要求，在当前的设计中应用制导与控制系统一体化设计方法。1 导弹制导与控制一体化三通道建模在导弹制导与控制一体化设计中，需要了解导弹在飞行过程中所处的坐标系，需要考虑惯性坐标系、视线坐标系，坐标系配置如图1所示。其中，和n分别代表的是导弹飞行中的实现倾角和视线偏角。在模型的建设中，本文设置的目标和导弹在视线坐标系中的加速度为：在确定了目标和导弹的加速度后，可以确定这两个加速度的表达公式，经过处理，可以得到其在速度坐标系中的表达式，融入导弹推力、质量等参数后，最终获取的表达式为：其中，m

5、代表的参数为导弹质量，Y为导弹在飞行中的上升力，Z为导弹飞行中的侧向力，P为导弹飞行中产生的推力，a和B为导弹飞行中的攻角和侧滑角。通过对传统导弹制导和控制系统设计思路的分析可以发现，传统设计方法在导弹的末制导段控制精度大幅下降，在新的设计方法应用中，末制导段导弹的速度矢量和导弹视线的偏差数值不大，所以在分析中，可以按照完成重合情况完成计算，在这种情况下，导弹的速度坐标系和视线坐标系可以看作完全重合，在这一条件下，导弹在视线坐标系中的减速度与在速度坐标系中的加速度转换关系如下：其中，d代表的涵义为两个坐标系的转换误差，在获取该表达式后，可以将该表达式与之前获取的表达式联立，在新狸取的表达式中，

6、产生的新参数为d和dn,这两个参数为在视线仰角和偏角状态下的偏移量，这两个参数的计算方法如下：而在导弹动力学中，可以获取的导弹非线性飞行状态公式为：在该方程组中，X代表的意义都是状态变量，U为系统中控制量，d (t)代表的意义为系统内的不确定量，这类不确定量的来源很多，包括气象条件、导弹运行中产生的外界干扰等，在具体的计算中，除不确定变量外，其余的变量都有固定的表达和计算方法。其中fl (xl)和g2 (t)计算式中引入的参数包括，导弹的滚转角Y,导弹俯仰角，导弹绕轴旋转的角速度3,导弹的副翼偏角、升降舵偏角和方向舵偏角5,导弹绕轴体的转动惯量J,导弹的特征长度L,导弹的运动速度V,导弹数学模

7、型中涉及的各项导数等。在所有这些参数中，导弹的俯仰角计算公式为：将所有建成的公式联立后，则可获得一体化三通道解耦设计方法的数学模型，最终获得的结果如下:在具体的设计中，需要按照该数学模型完成制导和控制系统的设计工作。2导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法2.1三通道独立设计三通道的独立设计思想为传统设计思想，这种设计思想中包含三个假设性条件：(1)在导弹的末制导段中，导弹的运动条件可以解耦为两个独立运动，为纵向平面内的运动形式和侧向平面内的运行形式，将这两个运动卡看作独立运动过程。(2)在导弹飞行姿态中，将导弹的攻角、导弹的侧滑角都看作为整个飞行过程中的最小值。(3)在导弹中的各个通道中，动

8、态耦合项有界，且大小未知。在提出的这三个假设中，第一个假设存在的问题最大，原因在于，导弹的飞行为一个复杂度很高的过程，尤其是在末端制导中，需要导弹能够实时完成姿态调整，导弹的飞行姿态调整复杂度进一步提升。在这一条件下，到达的飞行姿态很难只单纯分解为纵向平面和侧向平面两个运行形式，当这一假设不存在时，必然会导致系统中的各个通道耦合严重，从本质上来看，独立设计方案本身就有很高的不合理性。另外，在该控制系统中，需要设置被动抑制系统，该系统的耦合关系提高了系统设计中的保守性，导致该系统对导弹的控制性能不能满足相关要求。2.2 ESO技术ES。的技术本质为，通过对导弹制导和控制中存在的动态耦合项的实时监

9、控和分析，同时完成不确定项的监测，向控制系统中施加补偿的一种控制技术。这种技术的优势在于，并不完全依赖建成的一体化三通道解耦设计模型，所以在这种方法的应用中，可以对建成的数学模型进行简化，在具体的研究中，未知扰动函数的表达式已知，这些表达式如下：从获取的算式中可以看出，一体化系统中各通道之间存在很高的耦合性，耦合的参数包括动态耦合项、系统内的不确定参数以及外界干扰。2.3 三通道解耦具体设计通过对建成的一体化三通道解耦模型的分析可以发现，该系统有很高的复杂性，并且作为一个非线性系统，本身就存在很高的计算复杂度。从模型中的参数构成角度来看，可以发现系统中存在很多非匹配的不定项，这导致整个系统很难

10、针对这些不确定项发出相应的控制指令。在传统设计方法中，应用上文中提到的假设条件，被动控制系统中的各项耦合项，但是经过分析可以发现，这种设计思路存在先天不足，针对这一问题，本文提出了新的设计方法。由于ESO技术不完全依赖于建成的三通道解耦模型，并在研究中完成了该模型的简化设计工作，应用的方法为应用ESO确定系统中的不确定项，实现对系统中不确定项的实时观测和补偿，使用反步滑模控制法设计各个通道的控制器。而对于ESO系统在高阶系统运算中产生的“运算膨胀”问题，可以通过设计自适应控制规律的方法解决问题，确保所有计算方法的有效性。在具体的设计中，本文提出假设，为经过简化数学模型中，各状态的变量均可直接使

11、用，并且系统中的变化率和状态变量有界。由此假设引出的结论为，在导弹的飞行过程中，导弹的最大俯仰角低于兀/2,并且参数a和B最大值都小于兀/2,从而使得任意V GR,并且这三个参数满足以下算式：在满足这一条件时，矩阵G1可逆。基于这一条件，可以求出三通道解耦设计方法，通过对设计方程中相关内容的研究与分析，可以制定出最终的控制器数学模型。3导弹制导与控制一体化三通道解耦设计控制器稳定性分析在制导与控制一体化系统的设计中，建成控制器数学模型后，需要分析该系统稳定性，由于最终建成的系统模型为一个闭环系统，所以可以应用闭环系统的稳定性判定方法完成该项工作，在分析中，定义滤波器的误差为：整个系统中的估计误

12、差为：i的参数为13,都为整数，代表着整个控制系统中的三个通道，对定义的滤波器误差求导后，再与之前确定的系统控制方程联立，经过引入各类算法，可以求出整个系统中各项参数之间的关系式，通过对获取公式的研究与分析，可以得到整个系统中各个不定参数的理论赋值，最终获取的结果为：在该过程中，可以根据系统的控制精度要求确定相关参数，在该过程中，确定的参数为上文中建成的三通道模型中具备的所有参数。由于本文的稳定性判定方法在应用中，从系统保持稳定性的角度出发，最终分析系统中各项参数，从而就最终的设计结果来看，最终选取的各类参数必然稳定。4导弹制导与控制一体化三通道解耦设计的仿真结果在完成制导与控制一体化系统设计

13、工作后，需要对最终的设计方案进行仿真，由于本文最终建成的系统只能够涵盖理论层面，并未开展电路设计活动，所以在具体的仿真中，应用6DoF非线性数值仿真的方法，分析该系统在运行中生成的各项数据。4.1 建模过程在具体的仿真过程中，首先导弹飞行中的目标运动参数和导弹运行参数，其中xt (0)初始参数为3000 0 0T,单位为m,初始速度参数为-50 0 40T,单位为m/s,加速度初始参数为-6sint 0 4sintT,加速度单位为m2/s,由于本文设计的导弹末制导段为空对地攻击，所以攻击目标为在平面运动的情况，需要定义的参数为三个。在完成攻击目标建模后，需要设定导弹的运行初始参数，设定的参数包

14、括初始位置，初始参数为0 300 0T,初始速度为200m/s,翻滚角为0.2rad,初始偏航角为-0. 05rad,初始攻角为0. 15rad,初始弹道倾角为0. Irad,初始弹道偏角为0. 05rad,另外导弹绕轴旋转的角速度分别为lrad/s、-0. 5rad/s和0.8rad/so在完成初始位置和速度参数的设定后，需要向系统中输入一体化三通道耦合设计结果中涉及的各项参数，最终确定的参数为：积分步长为1,滑模矢量的增益矩阵为 diag (0.6, 0.6) , diag (18, 8, 8)和 diag (40, 16, 16),另外在该过程中还需要输入滤波器的常数矩阵、自适应控制率参

15、数等。从导弹的飞行姿态稳定性角度分析，需要保证导弹飞行中的角速度不高于2rad/s,且在舵机模型中，在时间常数为0.03s条件下，该系统为一阶惯性环节，并且舵机偏角为30。，此外在指令设置中，还需要保证输入的舵机偏角指令和舵机本身偏角指令间存在一定的比值关系，在完成建模后开始仿真。4.2 仿真过程在完成建模工作后，分析软件在通过大量的计算后，可以绘制出导弹的飞行曲线，同时被打击目标也开始按照设置的参数运动，通过观察最终弹着点与目标的重合度，即可制导与控制一体化系统的运行状态。从最终结果来看，这两种方法都能够发挥应有的目标打击功能，虽然导弹的制导与控制一体化系统不能保证弹着点与目标重合，但是考虑到导弹的爆炸威力，已经可以达到目标杀伤目的。为更好地分析这两种方法的运行效果，在传统设计方法中，当实现角速率较大时，控制系统不能在进入视野盲区前将相关参数收敛至0,应用本文的设计方法可解决这一问题，说明一体化设计思路能够提高导弹的打击精度。5结论综上所述，传统导弹制导和控制系统采用独立式设计方法，在末制导段中，导弹的控制精度大幅下降，所以需要应用制导和控制一体化三通道