CN106054612A - 一种btt导弹飞行轨迹自动控制方法 - Google Patents

Abstract

一种BTT导弹飞行轨迹自动控制方法，在考虑耦合的情况下建立更接近于实际的导弹数学模型，在弹道特征点上对导弹模型进行解耦和线性化，将三通道间的交叉耦合,作为各通道的扰动,将被控对象转化为三个“独立”的通道，在滚转和俯仰通道各引进一个新的状态变量，然后结合每个通道的特点选择各个通道的状态变量、控制输入，通过求解线性矩阵不等式，求出各个通道的控制律。本发明有益效果：通过实时在线观察导弹的运行状态，及时修正偏差，使导弹运行在期望的轨迹上，该设计更接近于工程实际，具有一定的应用前景。

Description

一种BTT导弹飞行轨迹自动控制方法

技术领域

本发明涉及导弹飞行轨迹控制方法，具体地说是一种BTT导弹飞行轨迹自动控制方法。

背景技术

现代战场环境的日益复杂对战术导弹的技术指标提出了更高的要求，为了适应未来战争的需要，导弹需要解决诸如对付大机动飞行目标、大空域的作战拦截、对超低空目标的拦截等问题。因此，许多国家越来越重视导弹控制技术的发展，研究先进的导弹控制技术，以进一步提高导弹的机动能力、制导精度等作战特性，更好地协调快速性与稳定性之间的矛盾，提高导弹的可靠性和抗干扰能力。

BTT导弹作为一个具有非线性、时变、不确定和强耦合等特点的研究对象，其跟踪性能提高的主要困难来自空气动力参数不确定性和耦合等不确定性影响，因此提高自动驾驶仪的鲁棒性成为提高导弹跟踪性能和抗干扰能力的关键问题。

传统的导弹自动驾驶仪是通过频域法和根轨迹法对每个通道独立设计，如王凌艳，吕鸣等所写的《BTT导弹的解耦问题综述》，以及董翔宇，任利，刘云飞，魏晓兰进行的《BTT导弹变结构自适应控制仿真研究》，都是经过反复调试参数来实现对导弹的姿态控制。在智能控制方面，基于反馈线性化和神经网络设计的自动驾驶仪，可以使具有不确定性的BTT导弹系统获得要求的跟踪性能，较好的控制侧滑角，如张友安，杨旭，崔平远等进行的《BTT导弹的神经网络的自适应反馈线性化控制研究》。在文献林德福，孙彩英的《H∞理论在BTT导弹自动驾仪设计中的应用》中设计了BTT导弹H∞鲁棒自动驾驶仪，通过仿真验证了控制器的性能，但设计过程中仅考虑了测量噪声对系统的影响，并没有分析系统中存在的其它不确定性。文献《基于H∞和μ综合的防空导弹鲁棒控制器设计》将鲁棒控制与自适应控制相结合构成的控制器用于导弹姿态控制系统中可达到很好的效果。文献《Zheng,Wendaliu,Gang.An adaptive fuzzy variable structure controller for bank-to-turn missile》 将模糊和滑模变结构控制相结合后，控制算法简单，对模型的不确定性和外部干扰具有较强的鲁棒性，同时又能改善系统的控制性能。

本发明将三通道间的交叉耦合,作为各通道的扰动,将被控对象转化为三个“独立”的通道分别设计控制律，其次，通过Matlab编写M 文件，求解线性矩阵不等式，将控制律设计好后，再引入三通道交叉耦合对系统进行校验，即进行三通道的联合仿真。该发明更接近于工程实际，具有一定的应用前景。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种BTT导弹飞行轨迹自动控制方法，能够实时检测到导弹的运行状态，及时纠正偏差，使导弹运行在期望的轨道上。

本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种BTT导弹飞行轨迹自动控制方法，包括以下步骤：

步骤一、实时监测BTT导弹的运行状态，包括状态量：滚转角、攻角、侧滑角、俯仰过载输出、偏航过载输出；

步骤二、在考虑耦合的情况下建立BTT导弹的数学模型：

（1）

其中，、、、、、、、、、、、为弹体的动力学系数；、、为弹体的转动惯量；、、为舵偏角指令；、、为实际舵偏角；为舵机的时间常数，为滚转角速度，为俯仰角速度，为偏航角速度；为俯仰过载，为偏航过载，为攻角，为侧滑角；为滚转角变化率，为滚转角速度变化率，为俯仰角速度变化率，为偏航角速度变化率；为攻角变化率，为侧滑角变化率；、为运动学耦合项，、、为惯性耦合项；

步骤三、把BTT导弹各通道之间的耦合看作是有界干扰，并在飞行导弹的弹道特征点上对导弹模型进行线性化，分别得到各通道的数学模型；采用俯仰过载和偏航过载作为状态变量，定义两个误差、分别作为滚转和俯仰通道的一个新的状态变量，其中为给定滚转角，为实际滚转角，为给定俯仰过载，根据求解线性矩阵不等式的方法，求出各个通道的控制律：

求滚转通道的控制律：以为状态变量，控制输入，干扰输入的滚转通道数学模型为：

（2）

滚转通道增广被控对象的状态空间方程形式为:

（3）

设计静态状态反馈控制器使得相应的闭环系统(3)是渐进稳定的：

（4）

并且闭环系统传递函数满足

(5)

对于系统（4），存在一个状态反馈控制器当且仅当存在一个对称正定矩阵和，使得式(6)的矩阵不等式：

（6）

成立，那么是系统(4)的一个状态反馈控制器；

同时，考虑到对滚转角指令信号的跟踪和舵偏角的约束，定义干扰抑制性能指标，选取

, ,

利用MATLAB编写M 文件,求解线性矩阵不等式 (6)，求得可行解和， 进而得到一个维数为1*3的状态反馈控制器，即为滚转通道的控制律；

同理，所述的俯仰通道以为状态变量，为控制输入，为干扰输入，建立俯仰通道的数学模型，通过编写M 文件，求解线性矩阵不等式，得出一个维数为1*4的状态反馈控制器，即为俯仰通道的控制律；

进行三通道联合仿真时，偏航通道起协调控制作用，即偏航通道不需引进新的状态变量，偏航通道以为状态变量， 为控制输入， 为干扰输入，建立偏航通道的数学模型，通过编写M 文件，求解线性矩阵不等式，得出一个维数为1*3的状态反馈控制器，即为偏航通道的控制律；

步骤四、根据步骤三所得到的控制律，考虑三通道间的交叉耦合，以及飞行过程中遇到的随机干扰、白噪声、测量噪声以及风、电磁场的干扰，进行三通道联合仿真，通过实时在线观察导弹的运行状态，及时修正偏差，使导弹运行在期望的轨迹上。

本发明的有益效果是：本发明在考虑耦合的情况下建立导弹数学模型，在弹道特征点上对导弹模型进行解耦和线性化，将通道间的耦合作为干扰，通过编写M 文件，求解线性矩阵不等式，得出各个通道的状态反馈控制律，使得该控制算法可操作性增强；通过实时在线观察导弹的运行状态，及时修正偏差，使导弹运行在期望的轨迹上；同时考虑导弹飞行过程中随机干扰、白噪声、测量噪声以及风，电磁场等干扰因素，使得该设计更接近于工程实际，具有一定的应用前景；引入三通道间的交叉耦合，进行三通道联合仿真，验证了飞行轨迹自动控制的可行性与有效性。

附图说明

图1为本发明考虑三通道间的交叉耦合，BTT导弹三通道联合仿真及其抗干扰能力仿真研究框图；

图2为本发明考虑三通道间的交叉耦合，以及导弹飞行过程中随机干扰、白噪声、风和电磁场等外部干扰因素，BTT导弹三通道联合仿真滚转角输出响应曲线；

图3为本发明考虑三通道间的交叉耦合，以及导弹飞行过程中随机干扰、白噪声、风和电磁场等外部干扰因素，BTT导弹三通道联合仿真攻角输出响应曲线；

图4为本发明考虑三通道间的交叉耦合，以及导弹飞行过程中随机干扰、白噪声、风和电磁场等外部干扰因素，BTT导弹三通道联合仿真侧滑角输出响应曲线；

图5为本发明型中考虑三通道间的交叉耦合，以及导弹飞行过程中随机干扰、白噪声、风和电磁场等外部干扰因素，BTT导弹三通道联合仿真俯仰/偏航过载输出响应曲线。

具体实施方式

一种BTT导弹飞行轨迹自动控制方法，包括以下步骤：

步骤一、实时监测BTT导弹的运行状态，包括状态量：滚转角、攻角、侧滑角、俯仰过载输出、偏航过载输出；

步骤二、在考虑耦合的情况下建立BTT导弹的数学模型：

（1）

其中，、、、、、、、、、、、为弹体的动力学系数；、、为弹体的转动惯量；、、为舵偏角指令；、、为实际舵偏角；为舵机的时间常数，为滚转角速度，为俯仰角速度，为偏航角速度；为俯仰过载，为偏航过载，为攻角，为侧滑角；为滚转角变化率，为滚转角速度变化率，为俯仰角速度变化率，为偏航角速度变化率；为攻角变化率，为侧滑角变化率；、为运动学耦合项，、、为惯性耦合项；

步骤三、把BTT导弹各通道之间的耦合看作是有界干扰，并在飞行导弹的弹道特征点上对导弹模型进行线性化，分别得到各通道的数学模型；采用俯仰过载和偏航过载作为状态变量，定义两个误差、分别作为滚转和俯仰通道的一个新的状态变量，其中为给定滚转角，为实际滚转角，为给定俯仰过载，根据求解线性矩阵不等式的方法，求出各个通道的控制律：

求滚转通道的控制律：以为状态变量，控制输入，干扰输入的滚转通道数学模型为：

（2）

滚转通道增广被控对象的状态空间方程形式为:

（3）

设计静态状态反馈控制器使得相应的闭环系统(3)是渐进稳定的：

（4）

并且闭环系统传递函数满足

(5)

对于系统（4），存在一个状态反馈控制器当且仅当存在一个对称正定矩阵和，使得式(6)的矩阵不等式：

（6）

成立，那么是系统(4)的一个状态反馈控制器；

同时，考虑到对滚转角指令信号的跟踪和舵偏角的约束，定义干扰抑制性能指标，选取

, ,

利用MATLAB编写M 文件,求解线性矩阵不等式 (6)，求得可行解和， 进而得到一个维数为1*3的状态反馈控制器，即为滚转通道的控制律；

同理，所述的俯仰通道以为状态变量，为控制输入，为干扰输入，建立俯仰通道的数学模型，通过编写M 文件，求解线性矩阵不等式，得出一个维数为1*4的状态反馈控制器，即为俯仰通道的控制律；

进行三通道联合仿真时，偏航通道起协调控制作用，即偏航通道不需引进新的状态变量，偏航通道以为状态变量，为控制输入， 为干扰输入，建立偏航通道的数学模型，通过编写M 文件，求解线性矩阵不等式，得出一个维数为1*3的状态反馈控制器，即为偏航通道的控制律；

步骤四、根据步骤三所得到的控制律，考虑三通道间的交叉耦合，以及飞行过程中遇到的随机干扰、白噪声、测量噪声以及风、电磁场的干扰，进行三通道联合仿真，通过实时在线观察导弹的运行状态，及时修正偏差，使导弹运行在期望的轨迹上。

实施例

某型号BTT导弹仿真条件如下：

进行三通道联合仿真时，以阶跃信号下的系统响应作为依据来评价导弹飞行轨迹控制方法的控制性能，滚转角指令采用单位阶跃信号，俯仰过载指令采用单位阶跃信号，考虑飞行过程中的随机干扰、白噪声、测量噪声以及风电磁场等的干扰。

随机干扰信号选取Variance为0.001，Sample time为0.1s，白噪声干扰模块系统样本时间设定为0.1s，伪随机种子，噪声强度，脉冲模块代替风、电磁场的干扰对BTT导弹飞行轨迹自动控制进行抗干扰性仿真研究，脉冲模块振幅设定为0.001，周期10，脉冲宽度为5，相位延迟0s。

图1是考虑三通道间的交叉耦合， BTT导弹三通道联合仿真及其抗干扰能力仿真研究框图。图2、图3、图4、图5分别是考虑三通道间的交叉耦合，以及导弹飞行过程中随机干扰、白噪声、以及风和电磁场等外部干扰因素，BTT导弹三通道联合仿真滚转角输出响应曲线、攻角输出响应曲线、侧滑角输出响应曲线和俯仰/偏航过载输出响应曲线；由仿真图可以看出，考虑三通道间的交叉耦合及随机干扰、白噪声、测量噪声以及风、电磁场等干扰进行的三通道联合仿真满足实际滚转角能够快速跟踪指令滚转角，产生较小的攻角，侧滑角，输出俯仰过载能够快速跟踪俯仰过载指令，偏航过载趋于0的控制要求，且具有一定的抗干扰能力。仿真结果证明，根据本发明设计的BTT导弹飞行轨迹自动控制方法可以实现导弹制导指令的有效跟踪，及时纠正偏差，使导弹运行在期望的轨道上。

Claims (1)

1.一种BTT导弹飞行轨迹自动控制方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤一、实时监测BTT导弹的运行状态，包括状态量：滚转角、攻角、侧滑角、俯仰过载输出、偏航过载输出；

步骤二、在考虑耦合的情况下建立BTT导弹的数学模型：

（1）

其中，、、、、、、、、、、、为弹体的动力学系数；、、为弹体的转动惯量；、、为舵偏角指令；、、为实际舵偏角；为舵机的时间常数，为滚转角速度，为俯仰角速度，为偏航角速度；为俯仰过载，为偏航过载，为攻角，为侧滑角；为滚转角变化率，为滚转角速度变化率，为俯仰角速度变化率，为偏航角速度变化率；为攻角变化率，为侧滑角变化率；、为运动学耦合项，、、为惯性耦合项；

步骤三、把BTT导弹各通道之间的耦合看作是有界干扰，并在飞行导弹的弹道特征点上对导弹模型进行线性化，分别得到各通道的数学模型；采用俯仰过载和偏航过载作为状态变量，定义两个误差、分别作为滚转和俯仰通道的一个新的状态变量，其中为给定滚转角，为实际滚转角，为给定俯仰过载，根据求解线性矩阵不等式的方法，求出各个通道的控制律：

求滚转通道的控制律：以为状态变量，控制输入，干扰输入的滚转通道数学模型为：

（2）

滚转通道增广被控对象的状态空间方程形式为:

（3）

设计静态状态反馈控制器使得相应的闭环系统(3)是渐进稳定的：

（4）

并且闭环系统传递函数满足

(5)

对于系统（4），存在一个状态反馈控制器当且仅当存在一个对称正定矩阵和，使得式(6)的矩阵不等式：

（6）

成立，那么是系统(4)的一个状态反馈控制器；

同时，考虑到对滚转角指令信号的跟踪和舵偏角的约束，定义干扰抑制性能指标，选取

, ,

利用MATLAB编写M 文件,求解线性矩阵不等式 (6)，求得可行解和， 进而得到一个维数为1*3的状态反馈控制器，即为滚转通道的控制律；

同理，所述的俯仰通道以为状态变量，为控制输入，为干扰输入，建立俯仰通道的数学模型，通过编写M 文件，求解线性矩阵不等式，得出一个维数为1*4的状态反馈控制器，即为俯仰通道的控制律；

进行三通道联合仿真时，偏航通道起协调控制作用，即偏航通道不需引进新的状态变量，偏航通道以为状态变量， 为控制输入， 为干扰输入，建立偏航通道的数学模型，通过编写M 文件，求解线性矩阵不等式，得出一个维数为1*3的状态反馈控制器，即为偏航通道的控制律；

步骤四、根据步骤三所得到的控制律，考虑三通道间的交叉耦合，以及飞行过程中遇到的随机干扰、白噪声、测量噪声以及风、电磁场的干扰，进行三通道联合仿真，通过实时在线观察导弹的运行状态，及时修正偏差，使导弹运行在期望的轨迹上。