[发明专利]基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法

摘要

本发明公开了一种基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法，包括过载信号与角速度信号测量与限幅处理环节；积分型滑模面的构建与简化滑模控制律参数的选取；简化弹体模型的连续仿真验证；气动参数摄动下的鲁棒性检验与参数调整。本发明基于陀螺仪测量姿态角与速率陀螺仪测量导弹姿态角速度技术，设计了一型简单滑模控制方法，使得控制参数调节选取与同类控制方法相比要简单精炼。本发明的控制律构成简单，控制律鲁棒性强，不需要依赖模型精确信息，对过载测量精度要求不高，对角速度测量精度要求不高，对弹上计算机采样周期要求不高。

主权项

一种基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法，其特征在于，该基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法包括：步骤一，采用线加速度计测量导弹俯仰通道的纵向过载n_y，加速度计安装在弹体上，故测量值为弹体系的纵向过载；采用速率陀螺仪测量导弹的俯仰角速率ω_z，控制器根据测量信号构成过载稳定跟踪控制器，给出输出控制信号u_c，输送给舵机，通过舵机控制导弹的纵向过载n_y跟踪期望值步骤二，滑模面与控制量的构造形式及参数选取：进行前向饱和环节的设置，对过载误差进行限幅处理，定义误差变量：$e_a=n_y-n_y^{*}$其中为过载指令，或称期望过载，饱和限幅处理如下，定义饱和处理后的误差变量为：$e=\left\{\begin{array}{cc}a+1& e_a\>a+1\\ e_a& -a+1\≤e_a\≤a+1\\ -a+1& e_a\<-a+1\end{array}\right\}$进行滑模面设计，滑模面由三项组成，分别为限幅后的过载误差项、误差积分项，以及角速度项，滑模面表达式如下形式：$S=c_{1}e+c_2\∫edt+c_3{\mathrm{\ω}}_z+c_4\∫e^{p_1/q_1}dt$其中参数c₁，c₂与c₃选取随高度变化，其中p₁,q₁为互质的正奇数；进行控制量设计，控制量采用柔化函数组成，构成如下表达式所示：$u_c=\frac{-k_y{S}^{p_2/q_2}}{\left|S^{p_2/q_2}\right|+\mathrm{\ξ}}-k_a{S}^{p_3/q_3}$其中参数k_y与k_a为增益系数，ξ为柔化系数，其中p₂,q₂为互质的正奇数，p₃,q₃为互质的正奇数；参数k_y、k_a与ξ选取随高度变化；步骤三，建立特征点仿真程序，搭建步骤一的特征点仿真程序，其中弹体模型采用如下线性微分方程描述：$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}={\mathrm{\ω}}_z-a_{34}\mathrm{\α}-a_{35}{\mathrm{\δ}}_z\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z=a_{24}\mathrm{\α}+a_{22}{\mathrm{\ω}}_z+a_{25}{\mathrm{\δ}}_z\\ n_y=\frac{v}{g}{a}_{34}\mathrm{\α}+\frac{v}{g}{a}_{35}{\mathrm{\δ}}_z\end{array}\right.$其中舵机采用简化模型：${\stackrel{\·}{\mathrm{\δ}}}_z=-\frac{1}{\mathrm{\τ}}{\mathrm{\δ}}_z+\frac{k_{\mathrm{\τ}}}{\mathrm{\τ}}{u}_c$舵机时间常数为10ms，即τ＝0.01，k_τ＝1；而a_ij为空气动力学的气动参数，v＝680；g＝9.810分别为某一高度导弹特征点的气动参数标称值；互质奇数对取值为p_i＝7,q_i＝9；步骤四，大小过载信号跟踪与参数调整；首先分别测试系统对大过载与小过载的跟踪能力；如果控制效果不理想，根据仿真情况进行以标准值为中心的适当调整；步骤五，鲁棒性检验与参数调整：完成参数设计后，再进行气动参数鲁棒性检验，即将气动参数按照标称值a₂₅＝‑167.87；a₃₅＝0.243；a₂₂＝‑2.876；a₂₄＝‑193.65；a₃₄＝1.584整体增大a％或者缩小a％；控制器参数大小不变，分析气动参数摄动对该组参数控制效果的影响情况；如果气动参数摄动后，系统不稳定，则需要进行参数调整，并重新进行控制参数鲁棒性检验，直至参数调整至鲁棒性检验满足要求为止。