CN111324142A - 一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法 - Google Patents

Abstract

一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，涉及制导控制领域，包括：以导弹为被控对象建模并设计相应的传统姿态驾驶仪；建立被控对象的非线性动力学方程组；考虑综合干扰z₃建立状态空间标准型；通过非线性运动学方程组获取被控对象的输入输出结果设计扩张状态观测器；通过扩张状态观测器将综合干扰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；对导弹进行扰动补偿控制。本发明有益效果：继承现有驾驶仪结构和设计参数，通过自抗扰扩张状态观测器对导弹建模过程中因参数固化和小扰动假设产生的未建模扰动和不确定性干扰进行估计和补偿，由扩张状态观测器将综合干扰反馈到控制输出处从而实现姿态驾驶仪解耦设计。

Description

一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，尤其涉及一种导弹驾驶仪扰动补 偿控制方法。

背景技术

导弹作为一种制导武器，其自动驾驶仪设计使命是快速跟踪导引 指令、克服飞行干扰，直至最终命中目标。传统自动驾驶仪设计多基 于局部线性化假设，在弹体线性区内控制具有较好的效果。然而随着 现代武器性能要求以及攻防对抗强度的不断提高，导弹飞行特性日益 复杂，导弹驾驶仪设计与战术技术指标之间的矛盾也越来越突出。

其具体体现在：

1)导弹模型中包含的非线性、强耦合问题；2)气动力和力矩系 数的不确定性；3)未建模动力学特性；4)执行机构响应特性；5) 传感器非线性特性等。

为了解决上述问题，许多基于现代控制理论的设计方法便应运而 生。如二次型控制、H_∞控制、状态Ricatti方程、动态逆控制、滑模变 结构控制、神经网络控制等。但这些方法多采用状态空间方式，完全 抛弃了传统设计结构，参数设计复杂，不便于工程实现，有些甚至于 还处于理论研究阶段，稳定性有待商榷。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明目的在于提供一种导弹驾驶 仪扰动补偿控制方法，该方法在充分继承原有驾驶仪设计结构和参数 的基础上，采用自抗扰扩张状态观测器估计和补偿未建模动态和不确 定性干扰，能够有效提高控制鲁棒性。

为达到以上目的，本发明采用如下技术方案：

一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，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。

优选的，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。

优选的，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。

优选的，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。

优选的，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。

优选的，步骤S2中，非线性动力学方程组如下：

其中，r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y轴滚转阻尼力矩系数，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，γ用于表示滚转角，δ_x用于表示 滚转舵。

优选的，步骤S3中，状态空间标准型如下：

其中，x₁、x₂、x₃用于表示被控对象的状态空间形式，x₃用于 表示综合干扰，b₀用于表示控制增益，x₁＝γ，x₂＝ω_x，

优选的，步骤S4中，扩张状态观测器如下：

其中，e用于表示观测误差，z₁用于表示扩张状态观测器估计出 的被控对象的状态量，z₂用于表示扩张状态观测器估计出的被控对象 的状态微分量，z₃用于表示扩张状态观测器估计出的被控对象的综合 干扰。

优选的，步骤S4中，根据极点配置定理，将扩张状态观测器极 点配置在-ω₀处理得到扩张状态观测器参数如下：

其中，L₁用于表示扩张状态观测器极点配置在预设幅值ω时根据 极点配置定理得到的预设第一参数，L₂用于表示扩张状态观测器极点 配置在预设幅值ω时根据极点配置定理得到的预设第二参数，L₃用于 表示扩张状态观测器极点配置在预设幅值ω时根据极点配置定理得 到的预设第三参数。

优选的，步骤S5中，将z₁作为传统姿态驾驶仪的姿态跟踪回路 的估计补偿、将z₂作为传统姿态驾驶仪的增稳回路的估计补偿、以及 将综合干扰z₃结合控制增益b₀处理得到自抗扰三回路姿态驾驶仪设 计参数，该设计参数包括K_n、K_i、K_ω、b₀、以及ω₀，其中，K_n用于 表示阻尼回路增益，K_i用于表示增稳回路增益，K_ω用于表示外回路 增益。

本发明的有益效果：能够充分继承现有驾驶仪结构和设计参数， 通过采用自抗扰扩张状态观测器对导弹建模过程中因参数固化和小 扰动假设产生的未建模扰动和不确定性干扰进行估计和补偿，由扩张 状态观测器将综合干扰反馈到控制输出处从而实现目标姿态驾驶仪 解耦设计。

与传统驾驶仪相比，本发明能够有效提高传统驾驶仪在强非线 性、强时变及强耦合条件下的控制鲁棒性，特别是在通道解耦方面有 着十分显著的效果。

与其他现代控制理论相比，本发明由于继承了原驾驶仪结构和设 计参数，操作性强，可靠性高，具有极强的工程实践意义。

本发明的有益效果：能够充分继承现有驾驶仪结构和设计参数， 通过采用自抗扰扩张状态观测器对导弹建模过程中因参数固化和小 扰动假设产生的未建模扰动和不确定性干扰进行估计和补偿，由扩张 状态观测器将综合干扰反馈到控制输出处从而实现目标姿态驾驶仪 解耦设计。

与传统驾驶仪相比，本发明能够有效提高传统驾驶仪在强非线 性、强时变及强耦合条件下的控制鲁棒性，特别是在通道解耦方面有 着十分显著的效果。

与其他现代控制理论相比，本发明由于继承了原驾驶仪结构和设 计参数，操作性强，可靠性高，具有极强的工程实践意义。

附图说明

图1为本发明实施例中导弹驾驶仪扰动补偿控制方法的流程图；

图2为本发明实施例中滚动通道传统三回路姿态驾驶仪示意图；

图3为本发明实施例中自抗扰三回路姿态驾驶仪示意图；

图4为本发明实施例中扰动补偿算法附加控制量。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，下述技术方案，技术特征之 间可以相互组合。

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步的说明：

如图1-4所示，一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，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。 具体的，首先对被控对象进行建模，包括前期各导弹参量数据获取、 刚体动力系数计算、弹性运动方程系数计算、弹体小扰动线性化建模 以及伺服机构建模等。建模完成后按照传统方式选择合适的自动驾驶 仪结构并进行控制参数设计，包括传统的驾驶仪参数设计、滤波器参 数设计以及传统的解耦参数设计等。参数设计完成后按照传统方式对 导弹控制闭环回路模型进行频域特性分析，并综合各项稳定性指标对 参数进行迭代优化。

步骤S2、建立被控对象的非线性动力学方程组。具体的，传统 驾驶仪设计完成后，建立导弹非线性运动学方程组。非线性方程就是 要考虑包括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/或未建模特性影响在内的 综合干扰，但是这些综合干扰又测不准，所以需要用干扰观测器(即 扩张状态观测器)去估计。

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。具体的，通过设计扩张状态观测器，对其状态变量 和综合扰动进行估计和补偿，最终实现驾驶仪扰动补偿设计。

导弹驾驶仪扰动补偿控制方法在充分继承原驾驶仪设计结构和 参数的基础上，采用自抗扰扩张状态观测器估计和补偿未建模动态和 不确定性干扰，能够有效提高控制鲁棒性。

较佳的实施例中，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。

其中，导弹横滚通道交联耦合以及非线性特性最为严重，以滚动 通道三回路姿态驾驶仪为例，对其进行扰动补偿控制设计。则对应导 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述公式 (1)：

式中，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。

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 合模型如下述公式(2)：

式中，

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。

传统姿态驾驶仪的导弹三回路增益如下述公式(3)：

式中，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。

较佳的实施例中，保留图2所示传统三回路姿态驾驶仪结构为主 体，在被控对象处引入图3所示扩张状态观测器LESO，将估计出的 扰动z₃结合控制增益b₀反馈至原驾驶仪控制输出处，得到自抗扰三回 路姿态驾驶仪示意图如图4所示。

具体实施过程中，首先建立对应图3中的弹体动力学的滚动通道 非线性运动学方程，滚动通道非线性运动学方程见公式(4)

(4)。其中，r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y轴滚转阻尼力矩系数，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，γ用于表示滚转角，δ_x用于表示滚转舵。

较佳的实施例中，令x₁＝γ，x₂＝ω_x，

(5)，则基于公式(4)可转化得到状态空间标准型如下述公式(6)：

式中，x₁、x₂、x₃用于表示被控对象的状态空间形式，x₃用于 表示综合干扰，b₀用于表示控制增益

较佳的实施例中，步骤S4中，扩张状态观测器如下述公式(7)：

式中，e用于表示观测误差，z₁用于表示扩张状态观测器估计出 的被控对象的状态量，z₂用于表示扩张状态观测器估计出的被控对象 的状态微分量，z₃用于表示扩张状态观测器估计出的被控对象的综合 干扰。

较佳的实施例中，步骤S4中，根据极点配置定理，将扩张状态 观测器极点配置在-ω₀处理得到扩张状态观测器参数如下述公式 (8)：

式中，L₁用于表示扩张状态观测器极点配置在预设幅值ω时根据 极点配置定理得到的预设第一参数，L₂用于表示扩张状态观测器极点 配置在预设幅值ω时根据极点配置定理得到的预设第二参数，L₃用于 表示扩张状态观测器极点配置在预设幅值ω时根据极点配置定理得 到的预设第三参数。

较佳的实施例中，综合公式(6)、公式(7)、公式(8)得到自 抗扰三回路姿态驾驶仪最终设计参数K_n、K_i、K_ω、b₀、以及ω₀。具 体的，步骤S5中，将z₁作为传统姿态驾驶仪的姿态跟踪回路的估计 补偿、将z₂作为传统姿态驾驶仪的增稳回路的估计补偿、以及将综合 干扰z₃结合控制增益b₀处理得到自抗扰三回路姿态驾驶仪设计参数， 该设计参数包括K_n、K_i、K_ω、b₀、以及ω₀，其中，K_n用于表示阻尼 回路增益，K_i用于表示增稳回路增益，K_ω用于表示外回路增益。

较佳的实施例中，搭建导弹六自由度仿真模型，按照自抗扰三回 路姿态驾驶仪的设计结果开展非线性数值仿真。其中扰动补偿算法附 加控制量如图4所示。仿真结果表明，本发明所提方法能够大大提高 驾驶仪鲁棒性，舵效拉偏能力提高一倍以上。同时该方法由于继承了 原驾驶仪结构和设计参数，操作性强，可靠性高，具有极大的工程实 践意义。

通过说明和附图，给出了具体实施方式的特定结构的典型实施 例，基于本发明精神，还可作其他的转换。尽管发明提出了现有的较 佳实施例，然而，这些内容并不作为局限。

对于本领域的技术人员而言，阅读说明后，各种变化和修正无疑 将显而易见。因此，所附的权利要求书应看作是涵盖本发明的真实意 图和范围的全部变化和修正。在权利要求书范围内任何和所有等价的 范围与内容，都应认为仍属本发明的意图和范围内。

Claims (10)

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。

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。

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。

6.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S2中，非线性动力学方程组如下：

其中，r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y轴滚转阻尼力矩系数，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，γ用于表示滚转角，δ_x用于表示滚转舵。

7.如权利要求6所述的导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，步骤S3中，状态空间标准型如下：

其中，x₁、x₂、x₃用于表示被控对象的状态空间形式，x₃用于表示综合干扰，b₀用于表示控制增益，x₁＝γ，x₂＝ω_x，

8.如权利要求7所述的导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，步骤S4中，扩张状态观测器如下：

其中，e用于表示观测误差，z₁用于表示扩张状态观测器估计出的被控对象的状态量，z₂用于表示扩张状态观测器估计出的被控对象的状态微分量，z₃用于表示扩张状态观测器估计出的被控对象的综合干扰。

9.如权利要求8所述的导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，步骤S4中，根据极点配置定理，将扩张状态观测器极点配置在-ω₀处理得到扩张状态观测器参数如下：

其中，L₁用于表示扩张状态观测器极点配置在预设幅值ω时根据极点配置定理得到的预设第一参数，L₂用于表示扩张状态观测器极点配置在预设幅值ω时根据极点配置定理得到的预设第二参数，L₃用于表示扩张状态观测器极点配置在预设幅值ω时根据极点配置定理得到的预设第三参数。

10.如权利要求9所述的导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，其特征在于，步骤S5中，将z₁作为传统姿态驾驶仪的姿态跟踪回路的估计补偿、将z₂作为传统姿态驾驶仪的增稳回路的估计补偿、以及将综合干扰z₃结合控制增益b₀处理得到自抗扰三回路姿态驾驶仪设计参数，该设计参数包括K_n、K_i、K_ω、b₀、以及ω₀，其中，K_n用于表示阻尼回路增益，K_i用于表示增稳回路增益，K_ω用于表示外回路增益。

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