CN109543256A - 一种过载响应时间计算方法和系统 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种复合控制过载响应时间计算方法，采用滑模控制开关逻辑方法，首先计算到达滑模面所用时间，其次计算到达稳定所用时间，完成推导过载控制回路响应时间解析表达式，从而为设计合理的控制参数提供依据。

Description

一种过载响应时间计算方法和系统

技术领域

本申请涉及导弹飞行参数计算领域，特别涉及一种复合控制过载响应时间计算方法和系统。

背景技术

导弹在飞行过程中，由于高空气动力作用减弱，过载响应慢，为了减小中末制导交班误差，需要采用直接力与气动力复合控制，可以实现快速建立攻角，大幅提高过载响应速度。但是，对于导弹飞行过程中过载响应时间的分析与计算并没有合适的计算手段。

发明内容

为解决上述问题之一，本申请提供了一种过载响应时间计算方法和系统。

根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种过载响应时间计算方法，方法的步骤包括：

步骤S1、基于滑动模态模型和趋近律模型，计算从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁：其中，k₁为滑模控制参数，s₀为滑动模态初值，k₂为趋近律控制参数，T为轨控推力常数；

步骤S2、基于滑动模态模型，计算在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂：其中，N_yc为过载指令，k₅为常值增益，g为重力加速度，V为导弹速度，a₄为气动力系数，

步骤S3、基于从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁和在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂，获得过载响应总时间t。。

根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种过载响应时间计算系统，该系统包括：

第一时间计算模块，基于滑动模态模型和趋近律模型，计算从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁：其中，k₁为滑模控制参数，s₀为滑动模态初值，k₂为趋近律控制参数，T为轨控推力常数；

第二时间计算模块，基于滑动模态模型，计算在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂：其中，N_yc为过载指令，k₅为常值增益，g为重力加速度，V为导弹速度，a₄为气动力系数，

过载时间计算模块，基于从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁和在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂，获得过载响应总时间t。

本申请所述技术方案通过计算到达滑模面所用时间和到达稳定所用时间，完成推导过载控制回路响应时间解析表达式，从而为设计合理的控制参数提供依据。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1示出本方案所述过载响应时间计算方法的示意图；

图2示出本方案所述理论结果与仿真计算结果进行比对图。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

本方案的核心思路是给出直气复合控制下过载响应时间解析表达式，通过该方法实现对过载回路控制参数的评价，将过载响应时间理论计算结果与仿真计算结果进行对比，证明过载响应时间计算方法的合理性。

如图1所示，本方案公开了一种复合控制过载响应时间计算方法的具体步骤为：

第一步到达滑模面所用时间

滑动模态公式：

s＝(N_yc-N_y)+k₁×(ω_zc-ω_z) (1)

式中，N_yc为过载指令，N_y为过载响应，k₁为滑模控制参数，ω_zc为俯仰角速度指令，ω_z为俯仰角速度。

趋近律公式：

式中，k₂为趋近律控制参数，T为轨控推力常数，sign(·)为符号函数。

设定在轨控直接力开机的条件下推导，即认为sign(s)＝1，求解方程(2)可以得出滑动模态表达式：

式中，c为方程常值。

根据方程初值可以解出c值大小：

当t＝0时，

式中，s₀为滑动模态初值。

设定滑模边界层为0，当s到达0时，则

则根据上式得出到达滑模面所用时间t₁：

第二步到达稳定所用时间

根据滑动模态公式，

s＝(N_yc-N_y)+k₁×(ω_zc-ω_z) (6)

假设(N_yc-N_y)服从以下关系：

式中，V为导弹速度，g为重力加速度，a₄为气动力系数，α_c为攻角指令，α为当前时刻攻角，s₃为过载偏差。

近似认为

式中，为攻角指令微分，为攻角微分。

设定得到：

解得，

根据N_y＝kN_yc，解出：

式中，k₅为常值增益，k为到达滑模面的过载指令倍数。

式中，t₂为滑模到达稳定所用时间。

过载响应总时间：

t＝t₁+t₂

通过该方法实现对过载控制参数的评价，要求过载响应时间理论计算值满足系统要求，可根据要求的过载响应时间反推出系统控制参数。

本方案进一步公开了一种过载响应时间计算系统，该系统包括：第一时间计算模块，基于滑动模态模型和趋近律模型，计算从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁：其中，k₁为滑模控制参数，s₀为滑动模态初值，k₂为趋近律控制参数，T为轨控推力常数；

第二时间计算模块，基于滑动模态模型，计算在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂：其中，N_yc为过载指令，k₅为常值增益，g为重力加速度，V为导弹速度，a₄为气动力系数，

过载时间计算模块，基于从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁和在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂，获得过载响应总时间t。

本方案中，所述过载响应时间计算也可以通过电子设备实现其计算功能，所述电子设备包括：存储器，一个或多个处理器；存储器与处理器通过通信总线相连；处理器被配置为执行存储器中的指令；所述存储介质中存储有用于执行如上所述方法中各个步骤的指令。

本方案中，所述过载响应时间计算也可以记载于计算机可读存储介质中，通过计算机可读存储介质上存储有计算机程序实现计算功能，该程序被处理器执行时实现如上所述方法的步骤。

按照上述过载响应时间计算方法，给出过载响应时间的理论计算结果，设定参数如下：

根据公式计算得出基于从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁为0.0633s，在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂为0.0854s，从而得到过载响应总时间为0.1726s。

按照上述理论计算结果，对控制参数进行设计，将理论结果与仿真计算结果进行比对，根据图2，可得过载响应时间为0.175s，理论计算得到的响应时间为0.1726s，两者之间相对误差为1.37％，误差在允许范围之内，得到的仿真计算的过载响应时间与理论方法计算出来的结果吻合度较好，从而证明过载响应时间计算方法的合理性。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

以上仅为本发明的实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均包含在申请待批的本发明的权利要求范围之内。

Claims (8)

1.一种过载响应时间计算方法，其特征在于，该方法的步骤包括：

步骤S1、基于滑动模态模型和趋近律模型，计算从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁：其中，k₁为滑模控制参数，s₀为滑动模态初值，k₂为趋近律控制参数，T为轨控推力常数；

步骤S2、基于滑动模态模型，计算在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂：其中，N_yc为过载指令，k₅为常值增益，g为重力加速度，V为导弹速度，a₄为气动力系数，

步骤S3、基于从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁和在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂，获得过载响应总时间t。

2.根据权利要求1所述的计算方法，其特征在于，所述步骤S1包括：

预先构建滑动模态模型：s＝(N_yc-N_y)+k₁×(ω_zc-ω_z)，其中，N_yc为过载指令，N_y为过载响应，k₁为滑模控制参数，ω_zc为俯仰角速度指令，ω_z为俯仰角速度，s为滑动模态，以及，趋近律模型：其中，k₂为趋近律控制参数，T为轨控推力常数，sign(·)为符号函数；

设定在轨控直接力开机的条件下，即sign(s)＝1，则滑动模态模型可以整理为：其中，c为方程常值；当t＝0时，

设定滑动边界层为0，当s到达0时，则：经整理，得到从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁。

3.根据权利要求1所述的计算方法，其特征在于，所述步骤2包括：

预先构建滑动模态模型：s＝(N_yc-N_y)+k₁×(ω_zc-ω_z)，其中，N_yc为过载指令，N_y为过载响应，k₁为滑模控制参数，ω_zc为俯仰角速度指令，ω_z为俯仰角速度，s为滑动模态；

假设(N_yc-N_y)服从的关系为：其中，其中，g为重力加速度，V为导弹速度，a₄为气动力系数，α_c为攻角指令，α为当前时刻攻角，s₃为过载偏差；

近似 为攻角指令微分，为攻角微分；

设定则得到：解得：根据N_y＝kN_yc，则有：k₅为常值增益，k为到达滑模面的过载指令倍数；

基于上述公式，得到在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂。

4.根据权利要求2所述的计算方法，其特征在于，所述过载响应总时间t：t＝t₁+t₂。

5.一种过载响应时间计算系统，其特征在于，该系统包括：

第一时间计算模块，基于滑动模态模型和趋近律模型，计算从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁：其中，k₁为滑模控制参数，s₀为滑动模态初值，k₂为趋近律控制参数，T为轨控推力常数；

第二时间计算模块，基于滑动模态模型，计算在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂：其中，N_yc为过载指令，k₅为常值增益，g为重力加速度，V为导弹速度，a₄为气动力系数，

过载时间计算模块，基于从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁和在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂，获得过载响应总时间t。

6.根据权利要求5所述的过载响应时间计算系统，其特征在于，所述第一时间计算模块具体执行如下步骤：

预先构建滑动模态模型：s＝(N_yc-N_y)+k₁×(ω_zc-ω_z)，其中，N_yc为过载指令，N_y为过载响应，k₁为滑模控制参数，ω_zc为俯仰角速度指令，ω_z为俯仰角速度，s为滑动模态，以及，趋近律模型：其中，k₂为趋近律控制参数，T为轨控推力常数，sign(·)为符号函数；

设定在轨控直接力开机的条件下，即sign(s)＝1，则滑动模态模型可以整理为：其中，c为方程常值；当t＝0时，

设定滑动边界层为0，当s到达0时，则：经整理，得到从系统初始状态收敛到滑模面所用时间t₁。

7.根据权利要求5所述的过载响应时间计算系统，其特征在于，所述第二时间计算模块具体执行如下步骤：

预先构建滑动模态模型：s＝(N_yc-N_y)+k₁×(ω_zc-ω_z)，其中，N_yc为过载指令，N_y为过载响应，k₁为滑模控制参数，ω_zc为俯仰角速度指令，ω_z为俯仰角速度，s为滑动模态；

假设(N_yc-N_y)服从的关系为：其中，其中，g为重力加速度，V为导弹速度，a₄为气动力系数，α_c为攻角指令，α为当前时刻攻角，s₃为过载偏差；

近似 为攻角指令微分，为攻角微分；

设定则得到：解得：根据N_y＝kN_yc，则有：k₅为常值增益，k为到达滑模面的过载指令倍数；

基于上述公式，得到在滑模面上滑动到达系统稳定点所用时间t₂。

8.根据权利要求5所述的过载响应时间计算系统，其特征在于，所述过载响应总时间t为t＝t₁+t₂。