CN112034870B - 一种应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法。该方法为：建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型；设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统；测量与更新滑翔制导炮弹运动参数，并更新滑翔制导炮弹控制模型的辅助变量；选择状态跟踪误差变量；设计自动驾驶控制律；输入指令到滑翔制导炮弹鸭舵执行器，控制弹体的飞行；重复进行测量与更新运动参数和姿态控制，直至滑翔制导炮弹自动驾驶结束。本发明结构简单，鲁棒性强，便于实际应用。
Description
技术领域
本发明涉及滑翔制导炮弹技术领域，特别是一种应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法。
背景技术
现代导弹防御技术的快速发展，很大程度上限制了传统弹道导弹和飞弹的穿透能力，在这种背景下，滑翔制导炮弹被研制出来。作为一种新型杀伤性武器，滑翔制导炮弹结合了弹道导弹和飞弹的优点。但是由于滑翔制导炮弹的旋转特性，及其他例如舵机系统的响应滞后等因素，使得俯仰通道和偏航通道之间存在不可忽视的交叉耦合。更进一步的，滑翔制导炮弹的控制模型的建立通常需要基于一些假设条件，且在飞行中会受到强烈的内外扰动，因此滑翔制导炮弹的控制是一项极富挑战的任务。国内外学者就此提出了一些设计方法，例如MortezaShahravi等(MortezaShahravi,Mansour Kabganian,AriaAlasty.Adaptive robust attitude control of a flexible spacecraft[J].International Journal of Robust&Nonlinear Control,2010,16(6):287-302.)基于滑模控制提出了一种姿态控制方法，这种方法可以使扰动和不确定的影响降到最低。但是，这种方法仅仅考虑了外部扰动的影响，实际工程中很难获得精确的控制模型，且由于飞行条件的复杂性，气动参数等是时变的，这种内部扰动会给控制系统带来不可忽视的影响。Yangrong-jun等(Yang rong-jun,et al.Nonlinear Discrete-time Sliding ModeController Design for Extended Range Guided Projectiles[J].Journal of NanjingUniversity of Science and Technology,2012,36(1):137-141.)使用输入输出反馈线性化理论把控制系统解耦为两个独立的子系统，并基于滑模控制设计了相应的姿态控制律，为了压制子系统中不确定性的影响，这种方法需要假定扰动是存在上限的，且这种上限是已知的。应用中由于很难精确获知扰动的上限，需要对此进行估计，而不合理的假设会不可避免的降低系统的控制性能。Guo Z等(Guo Z,Zhou J,Guo J,et al.CouplingCharacterization-Based Robust Attitude Control Scheme for Hypersonic Vehicles[J].IEEE Transactions on Industrial Electronics,2017:1-1.)使用扰动观测器来估计总扰动，这种方法需要已知总扰动的二阶导数值，且所设计的观测器具有较多调试参数，不便于实际工程应用。
发明内容
本发明的目的在于提供一种结构简单、鲁棒性强的应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法，且便于实际工程应用。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法，包括以下步骤：
步骤1，建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型；
步骤2，设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统；
步骤3，测量与更新滑翔制导炮弹运动参数，并更新滑翔制导炮弹控制模型的辅助变量；
步骤4，选择状态跟踪误差变量；
步骤5，设计自动驾驶控制律；
步骤6，输入指令到滑翔制导炮弹鸭舵执行器，控制弹体的飞行；
步骤7，重复步骤3-步骤6，直至滑翔制导炮弹自动驾驶结束。
进一步地，步骤1所述的建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型，具体如下：
滑翔制导炮弹的姿态运动学模型建立为：
其中α为攻角，β为侧滑角；θ和
分别为轨迹倾角和轨迹偏离角；δz和δy分别为偏航通道的等效舵偏角和俯仰通道的等效多偏角；ai和bi为动力学系数：
其中m为质量，v表示速度，D表示弹径，S表示特征面积，l表示特征长度，Q表示动压，
表示弹体转速，E和C分别为赤道阻尼系数和极阻尼系数，
和
为升力系统导数，C”μ表示马格努斯力矩导数，m'z表示静力矩导数，m'zz表示赤道阻尼力矩导数，m'σ表示鸭舵控制力矩导数，m”y表示力矩系数的导数；
舵机系统的输入输出模型建立为
其中，
δyc和δzc表示等效多偏角控制指令，γd表示总滞后角，Ts表示舵机系统时间，μs表示舵机系统阻尼系数，τ表示滞后时间；
假设
并使用
弹体姿态运动学模型进一步表示为
其中，k1＝b3+a1,k2＝b5+a2,k3＝b1-b3a1+b5a2,k4＝b2-b3a2-b5a1,k5＝b4-b3a3,k6＝b5a3,k7＝a3为中间变量，无具体含义；w1和w2表示模型简化误差和外部扰动。
进一步地，步骤2所述的设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统，具体如下：
其中zp和zq表示辅助变量，
表式参考系统状态变量，Apm，Bpm，Aqm，Bqm为选定的参考模型的状态矩阵和控制矩阵，βc和αc表示姿态参考指令。
进一步地，步骤3所述的测量与更新滑翔制导炮弹运动参数，并更新滑翔制导炮弹控制模型的辅助变量，具体如下：
通过包括陀螺仪、加速度计的在板测量系统更新运动参数：α，β，v，
并更新气动参数；使用数值积分方法更新辅助变量zp和zq，zp(0)＝-Bp Txp(0)和zq(0)＝-Bq Txq(0)。
进一步地，步骤4所述的选择状态跟踪误差变量，具体如下：
选择状态跟踪误差变量σp和σq为：
σp＝Bp Txp+zp (19)
σq＝Bq Txq+zq (20)
其中，Bp＝Bq＝[0,1]T。
进一步地，步骤5所述的设计自动驾驶控制律，具体如下：
其中，矩阵Lp，Mp，Lq和Mq满足：
Ap-Apm＝BpLp,Bpm＝BpMp (22)
Aq-Aqm＝BqLq,Bqm＝BqMq (23)
其中，Kp＞0,Kq＞0,ξp＞0和ξq＞0为常数；
中间变量κ5和κ6满足：
本发明与现有技术相比，具有以下显著优点：(1)得益于引入的滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统，无需获知系统精确模型，结构简单；(2)采用鲁棒控制技术，能够对抗强内外扰动，鲁棒性强；(3)无需已知扰动上限，便于实际应用。
附图说明
图1为本发明应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法的流程图。
图2为仿真过程中侧滑角指令跟踪轨迹图。
图3为仿真过程中攻角指令跟踪轨迹图。
图4为仿真过程中多偏角δy的轨迹图。
图5为仿真过程中多偏角δz的轨迹图。
具体实施方式
本发明应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法，包括以下步骤：
步骤1，建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型；
步骤2，设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统；
步骤3，测量与更新滑翔制导炮弹运动参数，并更新滑翔制导炮弹控制模型的辅助变量；
步骤4，选择状态跟踪误差变量；
步骤5，设计自动驾驶控制律；
步骤6，输入指令到滑翔制导炮弹鸭舵执行器，控制弹体的飞行；
步骤7，重复步骤3-步骤6，直至滑翔制导炮弹自动驾驶结束。
进一步地，步骤1所述的建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型，具体如下：
滑翔制导炮弹的姿态运动学模型建立为：
其中α为攻角，β为侧滑角；θ和
分别为轨迹倾角和轨迹偏离角；δz和δy分别为偏航通道的等效舵偏角和俯仰通道的等效多偏角；ai和bi为动力学系数：
其中m为质量，v表示速度，D表示弹径，S表示特征面积，l表示特征长度，Q表示动压，
表示弹体转速，E和C分别为赤道阻尼系数和极阻尼系数，
和
为升力系统导数，C”μ表示马格努斯力矩导数，m'z表示静力矩导数，m'zz表示赤道阻尼力矩导数，m'σ表示鸭舵控制力矩导数，m”y表示力矩系数的导数；
舵机系统的输入输出模型建立为
其中，
δyc和δzc表示等效多偏角控制指令，γd表示总滞后角，Ts表示舵机系统时间，μs表示舵机系统阻尼系数，τ表示滞后时间；
假设
并使用
弹体姿态运动学模型进一步表示为
其中，k1＝b3+a1,k2＝b5+a2,k3＝b1-b3a1+b5a2,k4＝b2-b3a2-b5a1,k5＝b4-b3a3,k6＝b5a3,k7＝a3为中间变量，无具体含义；w1和w2表示模型简化误差和外部扰动。
进一步地，步骤2所述的设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统，具体如下：
其中zp和zq表示辅助变量，
表式参考系统状态变量，Apm，Bpm，Aqm，Bqm为选定的参考模型的状态矩阵和控制矩阵，βc和αc表示姿态参考指令。
进一步地，步骤3所述的测量与更新滑翔制导炮弹运动参数，并更新滑翔制导炮弹控制模型的辅助变量，具体如下：
通过包括陀螺仪、加速度计的在板测量系统更新运动参数：α，β，v，
并更新气动参数；使用数值积分方法更新辅助变量zp和zq，zp(0)＝-Bp Txp(0)和zq(0)＝-Bq Txq(0)。
进一步地，步骤4所述的选择状态跟踪误差变量，具体如下：
选择状态跟踪误差变量σp和σq为：
σp＝Bp Txp+zp (31)
σq＝Bq Txq+zq (32)
其中，Bp＝Bq＝[0,1]T。
进一步地，步骤5所述的设计自动驾驶控制律，具体如下：
其中，矩阵Lp，Mp，Lq和Mq满足：
Ap-Apm＝BpLp,Bpm＝BpMp (34)
Aq-Aqm＝BqLq,Bqm＝BqMq (35)
其中，Kp＞0,Kq＞0,ξp＞0和ξq＞0为常数；
中间变量κ5和κ6满足：
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。
实施例
结合图1，本实施例应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法，包括以下步骤：
步骤1，建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型，具体如下：
滑翔制导炮弹的姿态运动学模型可以建立为：
其中α为攻角，β为侧滑角；θ和
分别为轨迹倾角和轨迹偏离角；δz和δy分别为偏航通道的等效舵偏角和俯仰通道的等效多偏角；ai和bi为动力学系数：
其中m为质量，v表示速度，D表示弹径，S表示特征面积，l表示特征长度，Q表示动压，
表示弹体转速，E和C分别为赤道阻尼系数和极阻尼系数，
和
为升力系统导数，C”μ表示马格努斯力矩导数，m'z表示静力矩导数，m'zz表示赤道阻尼力矩导数，m'σ表示鸭舵控制力矩导数，m”y表示
舵机系统的的输入输出模型可以建立为
其中，
δyc和δzc表示等效多偏角控制指令，γd表示总滞后角，Ts表示舵机系统时间，μs表示舵机系统阻尼系数，τ表示滞后时间。
假设
并使用
弹体姿态运动学模型可进一步表示为
其中，k1＝b3+a1,k2＝b5+a2,k3＝b1-b3a1+b5a2,k4＝b2-b3a2-b5a1,k5＝b4-b3a3,k6＝b5a3,k7＝a3为中间变量，无具体含义。w1和w2表示模型简化误差和外部扰动。
步骤2，设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统，具体如下：
其中zp和zq表示辅助变量，
表式参考系统状态变量，Apm，Bpm，Aqm，Bqm为选定的参考模型的状态矩阵和控制矩阵，βc和αc表示姿态参考指令。
步骤3，更新运动参数与求解滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统，具体如下：
通过陀螺仪、加速度计等在板测量系统更新运动参数：α，β，v，
等，并更新气动参数；使用数值积分方法更新辅助变量zp和zq，注意zp(0)＝-Bp Txp(0)和zq(0)＝-Bq Txq(0)。
步骤4，选择状态跟踪误差变量，具体如下：
选择状态跟踪误差变量为
σp＝Bp Txp+zp (43)
σq＝Bq Txq+zq (44)
其中，Bp＝Bq＝[0,1]T。
步骤5，设计自动驾驶控制律，具体如下：
其中，矩阵Lp，Mp，Lq和Mq满足：
Ap-Apm＝BpLp,Bpm＝BpMp (46)
Aq-Aqm＝BqLq,Bqm＝BqMq (47)
其中，Kp＞0,Kq＞0,ξp＞0和ξq＞0为设计常数；
中间变量κ5和κ6满足：
步骤6，输入指令到滑翔制导炮弹的鸭舵执行器，控制弹体飞行；
步骤7，重复步骤3-步骤6，直至自动驾驶结束。
利用本实施例应用于滑翔制导炮弹的鲁棒自动驾驶方法，设计姿态控制仿真实验。仿真中所使用的某型滑翔制导炮弹的参数在表1中给出。控制参数设计为：Kp＝4，ξp＝0.11，Kq＝1，ξq＝0.1，
初始条件设置为：x(0)＝[0.01 0 0.01 0]T。
表1某型滑翔制导炮弹的相关参数
仿真中跟踪指令为：
图2为仿真过程中侧滑角指令跟踪轨迹图，从图2中可以看出，滑翔制导炮弹的侧滑角能够很好地跟踪阶跃指令和曲线型指令。
图3为仿真过程中攻角指令跟踪轨迹图，从图2中可以看出，滑翔制导炮弹的攻角能够很好地跟踪曲线型指令和阶跃型指令。
图4为仿真过程中多偏角δy的轨迹图，从图4中可以看出，仿真过程中舵偏角|δy|＜20°，且较为平滑。
图5为仿真过程中多偏角δz的轨迹图，从图5中可以看出，仿真过程中舵偏角|δz|＜10°，且较为平滑。
综上所述，本发明得益于引入的滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统，无需获知系统精确模型，结构简单；采用鲁棒控制技术，能够对抗强内外扰动，鲁棒性强；无需已知扰动上限，便于实际应用。
Claims (1)
1.一种应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型；
步骤2，设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统；
步骤3，测量与更新滑翔制导炮弹运动参数，并更新滑翔制导炮弹控制模型的辅助变量；
步骤4，选择状态跟踪误差变量；
步骤5，设计自动驾驶控制律；
步骤6，输入指令到滑翔制导炮弹鸭舵执行器，控制弹体的飞行；
步骤7，重复步骤3-步骤6，直至滑翔制导炮弹自动驾驶结束；
步骤1所述的建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型，具体如下：
滑翔制导炮弹的姿态运动学模型建立为：
其中α为攻角，β为侧滑角；θ和
分别为轨迹倾角和轨迹偏离角；δz和δy分别为偏航通道的等效舵偏角和俯仰通道的等效多偏角；ai和bi为动力学系数：
其中m为质量，v表示速度，D表示弹径，S表示特征面积，l表示特征长度，Q表示动压，
表示弹体转速，E和C分别为赤道阻尼系数和极阻尼系数，
和
为升力系统导数，C″μ表示马格努斯力矩导数，m′z表示静力矩导数，m′zz表示赤道阻尼力矩导数，m′σ表示鸭舵控制力矩导数，m″y表示力矩系数的导数；
舵机系统的输入输出模型建立为
其中，
δyc和δzc表示等效多偏角控制指令，γd表示总滞后角，Ts表示舵机系统时间，μs表示舵机系统阻尼系数，τ表示滞后时间；
假设
并使用
弹体姿态运动学模型进一步表示为
其中，k1＝b3+a1，k2＝b5+a2，k3＝b1-b3a1+b5a2，k4＝b2-b3a2-b5a1，k5＝b4-b3a3，k6＝b5a3，k7＝a3为中间变量，无具体含义；w1和w2表示模型简化误差和外部扰动；
步骤2所述的设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统，具体如下：
其中zp和zq表示辅助变量，
表式参考系统状态变量，Apm，Bpm，Aqm，Bqm为选定的参考模型的状态矩阵和控制矩阵，βc和αc表示姿态参考指令；
步骤3所述的测量与更新滑翔制导炮弹运动参数，并更新滑翔制导炮弹控制模型的辅助变量，具体如下：
通过包括陀螺仪、加速度计的在板测量系统更新运动参数：α，β，v，
并更新气动参数；使用数值积分方法更新辅助变量zp和zq，zp(0)＝-Bp Txp(0)和zq(0)＝-Bq Txq(0)；
步骤4所述的选择状态跟踪误差变量，具体如下：
选择状态跟踪误差变量σp和σq为：
σp＝Bp Txp+zp (7)
σq＝Bq Txq+zq (8)
其中，Bp＝Bq＝[0，1]T；
步骤5所述的设计自动驾驶控制律，具体如下：
其中，矩阵Lp，Mp，Lq和Mq满足：
Ap-Apm＝BpLp，Bpm＝BpMp (10)
Aq-Aqm＝BqLq，Bqm＝BqMq (11)
其中，Kp＞0，Kq＞0，ξp＞0和ξq＞0为常数；
中间变量κ5和κ6满足：
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Non-Patent Citations (1)
| Title |
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Also Published As
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|---|---|
| CN112034870A (zh) | 2020-12-04 |
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