[发明专利]一种基于CDM的导弹自动驾驶仪设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器制导控制技术领域，具体涉及一种基于CDM的导弹自动驾驶仪设计方法。

背景技术

随着现代科学技术的进步，现代战场的作战环境更趋于复杂化。因此现代作战武器尤其是对于制导武器要求具有更强的抗干扰能力、更好的机动性。对于新一代空空导弹具有大攻角、大过载、大空域的复杂作战环境。由于飞行环境复杂、气动参数变化剧烈引起导弹弹体模型具有很大的不确定性，加之外界干扰、输入噪声等对系统性能的影响，因此使用简单的方法获得较强鲁棒性的自动驾驶仪具有十分重要的工程意义。在传统经典控制理论中，导弹自动驾驶仪常用的结构有PID和三回路结构，其中三回路自动驾驶仪具有很好的稳定性，能够稳定开环不稳定的弹体，而且具有很强的鲁棒性，其闭环增益几乎不受气动参数变化的影响。但是经典控制理论中控制器参数整定的方法，无论是使用时域法还是频域法都需要花费大量的时间和精力进行调试，并且需要有丰富的工程实践经验。

随着现代控制理论的发展和成熟，越来越多的现代控制理论应用于导弹自动驾驶仪的设计，如线性二次型控制(LQR)，H_∞控制和μ综合控制等。应用现代控制理论可以解决由耦合、非线性引起的模型不确定性，能够获得具有较强鲁棒性的控制器，但是现代控制理论所设计的控制系统往往结构复杂，阶次较高，不便于工程实现。

CDM(Coefficient Diagram Method的缩写)的基本理论是由日本学者Shunji Manabe首次系统的阐述和介绍，它是一种代数多项式方法。CDM是一种简单、实用、可靠、有效的控制系统设计方法。在设计过程中能够综合考虑系统的稳定性、响应的快速性、鲁棒性。在满足时域响应要求的同时能够获得很好的对系统不确定的鲁棒性。此方法结构简单、稳定性好、工作可靠、参数调整方便，但现有技术还没有将CDM和弹自动驾驶仪设计方法结合起来。

发明内容

为了克服上述现有控制技术的缺点，本发明的目的在于提供一种基于CDM的导弹自动驾驶仪设计方法，结构简单、鲁棒性强。

为了达到上述目的，本发明采取的技术方案为：

一种基于CDM的导弹自动驾驶仪设计方法，包括以下步骤：

步骤1，将导弹的纵向运动在小扰动假设下，使用冻结系数法线性化弹体的数学模型，得到俯仰通道的短周期线性动力学模型，俯仰通道短周期线性动力学模型为：

以δ_z作为输入变量，α，为状态变量，a_y，α，作为输出变量，得到状态方程模型，状态方程模型包括如下状态方程和输出方程，

状态方程：

输出方程：

其中，α﹑﹑分别表示导弹的攻角，俯仰角，俯仰角速率，θ为弹道倾角，δ_z是升降舵的舵偏角，a_y是导弹的纵向加速度或称纵向过载，a₁﹑a₂﹑a₃﹑a₄﹑a₅是导弹的飞行气动参数，

对状态方程(2)和输出方程(3)进行拉氏变换，得到如下的弹体的输入输出关系：

忽略影响小的项，可得弹体的输入输出关系为：

由上式可得弹体的开环特征多项式P₀(s)为P₀(s)＝s²+(a₁+a₄)s+a₂+a₁a₄，并按照CDM中系数图的绘制方法，画出开环特征多项式P₀(s)的系数图；

步骤2，根据开环特征多项式P₀(s)的系数图中曲线的凸度来确定开环特征多项式P₀(s)需要修正的系数，根据式（5）中变量a_y，α与输入δ_z的关系，以及考虑变量的易测量性，选择a_y作为反馈变量来修正特征多项式常数项的系数，选作作为反馈变量来修正特征多项式一阶项的系数，据此可以确定自动驾驶仪的结构，自动驾驶仪的结构确定后，根据式（7）得到包含自动驾驶仪控制参数的闭环特征多项式P(s)，

在CDM控制系统的标准结构中，系统的输入输出关系为