[发明专利]一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法

权利要求书

1.一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤S1、以导弹为被控对象建模并设计相应的传统姿态驾驶仪；

步骤S2、建立被控对象的非线性动力学方程组；

步骤S3、依据自抗扰理论，将被控对象的气动交联耦合的耦合影响、运动学耦合的耦合影响、动力学耦合的耦合影响、导弹不确定性影响和/或未建模特性影响考虑为综合干扰z₃，建立关联于综合干扰z₃的被控对象的状态空间标准型；

步骤S4、通过非线性运动学方程组获取被控对象的输入输出结果，基于被控对象的状态空间标准型和输入输出结果设计连接传统姿态驾驶仪的扩张状态观测器；

步骤S5、导弹飞行时，通过扩张状态观测器获取关联于导弹的综合干扰z₃和控制增益b₀，并将综合干扰z₃和控制增益b₀反馈到传统姿态驾驶仪的控制输出处得到自抗扰三回路姿态驾驶仪；

步骤S6、导弹飞行时，通过自抗扰三回路姿态驾驶仪对导弹进行扰动补偿控制；

步骤S2中，非线性动力学方程组如下：

其中，γ用于表示实际姿态角，ω_x用于表示滚转角速率，用于表示气动交联耦合，用于表示运动学耦合，用于表示动力学耦合，m_x^β用于表示滚转力矩对侧滑角导数，β用于表示侧滑角，用于表示滚转力矩对偏航舵导数，δ_y用于表示偏航舵，用于表示x轴滚转阻尼力矩系数，用于表示y轴滚转阻尼力矩系数，J_x用于表示x轴转动惯量，J_y用于表示y轴转动惯量，J_z用于表示z轴转动惯量，ω_y用于表示y轴角速率，ω_z用于表示z轴角速率，θ用于表示导弹俯视角，用于表示滚转力矩对滚转舵导数，δ_x用于表示滚转舵，q用于表示动压，L用于表示气动参考长度。

2.如权利要求1所述的导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，步骤S1具体包括如下步骤：

步骤S101、以导弹为被控对象建立导弹控制闭环回路控制模型；

步骤S102、根据到导弹控制闭环回路模型选择相应的传统姿态驾驶仪，并对传统姿态驾驶仪的控制参数进行设计；

步骤S103、对导弹控制闭环回路模型进行频域特性分析并结合多项稳定性指标对传统姿态驾驶仪的控制参数进行迭代优化。

3.如权利要求2所述的导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，对应导弹控制闭环回路控制模型的伺服机构传递函数拟合模型如下：

其中，δ用于表示实际舵偏角，δ_c用于表示舵控制令，s用于表示拉普拉斯算子。

4.如权利要求2所述的导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，对应导弹控制闭环回路控制模型的滚动通道线性化传递函数拟合模型如下：

其中，用于表示x轴滚转阻尼力矩系数，用于表示滚转力矩对滚转舵导数，q用于表示动压，L用于表示气动参考长度，J_x用于表示x轴转动惯量，V用于表示，ω用于表示姿态角，d₁用于表示弹体滚转阻尼，d₃用于表示滚转舵效，s用于表示拉普拉斯算子。

5.如权利要求2所述的导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，传统姿态驾驶仪的导弹三回路增益如下：

其中，K_ω用于阻尼回路增益，G₁用于表示阻尼回路传递函数，用于表示阻尼回路的期望截止频率，K_i用于增稳回路增益，G₂用于表示增稳回路传递函数，用于表示增稳回路的期望截止频率，K_n用于外回路增益，G₃用于表示外回路传递函数，用于表示外回路的期望截止频率。