CN113050679A - 一种完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器 - Google Patents

一种完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器，其由完全分布式自适应控制器(100)、自适应补偿控制器(200)、控制指令融合模块(300)和导弹动态模型(400)组成。控制指令融合模块(300)对完全分布式控制指令
Figure DDA0002958393260000011
和补偿控制指令
Figure DDA0002958393260000012
求和，得到的运动控制输入指令ui；导弹动态模型(400)针对三维空间质点设计；本发明控制器所需参数与通信拓扑的全局信息无关，不需要通讯结构图的结构信息，它只依赖于导弹自身及其邻居导弹的相对位置和速度。从而实现导弹编队在多种不确定干扰因素下，能够实现完全分布式编队稳定飞行且保持编队队形的技术效果。

Description

一种完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器
技术领域
本发明涉及导弹编队控制器设计，更特别地说，是在传统导弹自主编队协同制导控制系统中，增加了本发明设计的完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器。
背景技术
导弹(Missile)通常由战斗部(弹头)、弹体结构系统、动力装置推进系统和制导系统等四部分组成。其中，导弹制导系统是按一定导引规律将导弹导向目标，控制其质心运动和绕质心运动以及飞行时间程序、指令信号、供电、配电等各种装置的总称。其作用是适时测量导弹相对目标的位置，确定导弹的飞行轨迹，控制导弹的飞行轨迹和飞行姿态，保证弹头(战斗部)准确命中目标。
导弹编队(Missiles Formation，MF)是指由不少于两枚以上导弹根据作战任务需要，在时间段按照一定协同规则执行任务的编队简称。导弹编队的动态任务是指在导弹编队执行任务过程中，根据编队综合作战效能最大原则，基于一定的战场态势信息和导弹编队状态，为编队中每一枚导弹分配一个或一组有序任务。基本的编队队形有纵队、横队、楔形队、菱形队。
导弹编队飞行控制系统(Flight Control Systrm of MAF，FCSM)是根据编队决策与管理系统所生成的编队优化指标和编队的队形要求，实时优化并形成队形控制与保持的指令，保证实现节点的避碰机动控制和高品质的编队队形的系统。导弹能够实现安全稳定的自主编队飞行并按照要求完成作战任务，在很大程度上取决于导弹之间对导航定位系统、传感器和探测器等信息获取系统得到的信息的互连互通互操作水平。
2015年9月第1版出版的《导弹自主编队协同制导控制技术》，作者吴森堂，第50页介绍了导弹自主编队协同制导控制系统的体系结构。参见图1所示，包括有信息获取系统、编队决策与管理系统、编队飞行控制系统、成员飞行控制系统和编队支撑网络系统。第55页介绍了导弹编队的队形控制功能是指在离入队管理模块调度下，遵从航路规划/协同制导指令，在规定的飞行过程中控制和保持编队队形按照要求稳定飞行，其功能结构如图2所示。
现有技术中，根据各导弹在编队中的信息交互方式不同，将导弹编队队形的控制策略分为以下两种：集中式(centralized)策略和分布式(distributed)策略。集中式策略的求解依赖于FCSM系统。但由于信息传递能力有限，特别是导弹数量较多时，解算时间较长，对实时解算造成一定的影响。分布式控制策略作为一种新的控制策略，能够使编队中各导弹自主地生成控制指令，而不是依赖于FCSM系统。然而对于所设计的分布式FCSM系统需要编队支撑网络系统的全局信息，故无法达到真正意义下的完全分布式导弹编队，由于导弹群(Missile group)空间拓扑分布和信号传输距离有限，可能会导致导弹之间信息通讯不畅通，甚至可能使导弹坠毁，从而导致导弹编队作战任务失败。
发明内容
为了解决导弹编队在大机动飞行过程中的编队控制，以及受到不确定性因素和外界环境干扰因素导致的不能保持编队队形稳定飞行的任务，本发明设计了一种完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器。本发明控制器一方面采用在编队队形生成算法中设置新的导弹动态模型，另一方面在编队队形导引算法中设置新的导弹运动模型。本发明通过构建导弹编队在多种不确定干扰因素影响下的动力学模型，使多枚导弹在多种不确定性以及外界扰动情况下实现期望的稳定飞行。本发明控制器的输入指令与编队通信拓扑结构的全局信息无关，只依赖于导弹自身及其邻居的相对位置和速度。从而实现导弹编队在多种不确定干扰因素影响下的完全分布式编队飞行的技术效果。
本发明设计的一种完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器，其特征在于：由完全分布式自适应控制器(100)、自适应补偿控制器(200)、控制指令融合模块(300)和导弹动态模型(400)组成：
完全分布式自适应控制器(100)第一方面接收成员飞行控制模块输出的领导者信息MIS领导者和邻居导弹信息MIS邻居；第二方面接收导弹状态信息MIS状态；第三方面对MIS领导者、MIS邻居和MIS状态进行完全分布式控制指令
Figure BDA0002958393240000021
解析；第四方面将所述的
Figure BDA0002958393240000022
输出给控制指令融合模块(300)；
自适应补偿控制器(200)第一方面接收导弹状态信息MIS状态；第二方面对MIS状态进行拉普拉斯变换得到补偿控制指令
Figure BDA0002958393240000023
解析；第三方面将所述的
Figure BDA0002958393240000024
输出给控制指令融合模块(300)；
控制指令融合模块(300)第一方面接收完全分布式控制指令
Figure BDA0002958393240000025
和补偿控制指令
Figure BDA0002958393240000026
第二方面对所述
Figure BDA0002958393240000027
和所述
Figure BDA0002958393240000028
求和，得到的运动控制输入指令ui；第三方面将所述的ui输出给导弹动态模型(400)；
导弹动态模型(400)用于构建的任意一枚导弹i的动态模型为；
Figure BDA0002958393240000029
Figure BDA00029583932400000210
表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上的飞行速度矢量，其模值为导弹i的飞行速度Vi；
Figure BDA00029583932400000211
表示确定的导弹飞行参数；
ui表示编队飞行中导弹i的运动控制输入指令；
Figure BDA00029583932400000212
表示确定的导弹飞行状态参数；
Figure BDA00029583932400000213
表示不确定干扰因素造成的未知的导弹飞行参数；
Figure BDA00029583932400000214
表示不确定干扰因素造成的未知的导弹飞行状态参数；
ddi表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上受到的外界干扰；
完全分布式控制指令
Figure BDA00029583932400000215
为：
Figure BDA00029583932400000216
Figure BDA0002958393240000031
λi表示时变的控制器权重参数；
Ki表示控制器反馈增益；
PPi表示导弹群编队飞行的联合状态；
Aλi表示时变权重参数的变化率；
Qi表示一个控制器增益；
补偿控制指令
Figure BDA0002958393240000032
为：
Figure BDA0002958393240000033
Fi(s)＝diag{AF,BF,CF}；
Figure BDA0002958393240000034
Figure BDA0002958393240000035
Figure BDA0002958393240000036
s表示拉普拉斯算子；
Fi(s)表示三个二阶滤波器形成的三乘三的对角矩阵；
AF表示第一个二阶滤波器；
BF表示第二个二阶滤波器；
CF表示第三个二阶滤波器；
fi,1表示第一个二阶滤波器的增益参数；
fi,2表示第二个二阶滤波器的增益参数；
fi,3表示三个二阶滤波器的增益参数；
运动控制输入指令ui为：
ui＝[TLicosαi (SLi+TLisinαi)cosφi (SLi+TLisinαi)sinφi]T。
本发明完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器的优点在于：
①本发明的编队控制器采用完全分布式的方式使所有的控制器参数都与通信拓扑的全局信息无关，不需要通讯结构图的结构信息，它只依赖于自身及其邻居的相对位置和速度。这与不是完全分布式的传统技术是存在本质区别的，对于不是完全分布式的控制器需要整个系统的通讯矩阵，不能达到完全分布式，由于弹群空间分布和信号接收/发射器的距离有限，可能会导致信息之间通讯不畅通，从而使弹群发生坠毁。
②本发明的控制器能够有效抑制导弹编队参数摄动、非线性动力学和外部时变扰动的影响，具有很好的鲁棒性。
③本发明设计的控制器充分利用编队动态方程中已知的非线性信息，降低鲁棒控制器设计的保守性。控制器结构简单，意义明确，工作时没有控制器的接入和断开的切换过程，易于实现。
附图说明
图1是传统导弹自主编队协同制导控制系统的体系结构图。
图2是传统导弹自主编队队形控制功能结构图。
图3是本发明完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器的结构图。
图4是4枚导弹完全分布式协同编队飞行的示意图。
图5A是导弹在地面坐标系E地-OXYZ中所在位置的定义示意图。
图5B是导弹在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中的姿态定义示意图。
图6是本发明实施例中4枚导弹完全分布式编队飞行时的三维空间位置示意图。
图7是本发明实施例中4枚导弹完全分布式编队飞行时的速度响应曲线。
图8是本发明实施例中4枚导弹完全分布式编队飞行时的权重矩阵响应曲线。
图9是本发明实施例中4枚导弹完全分布式编队飞行时的位置跟踪误差曲线。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。
在本发明中，由于编队队形中的各个导弹在飞行任务过程中，导弹之间的协同制导与编队通信拓扑结构无关，即不需要通信拓扑的全局信息来制导各个导弹的飞行姿态，单个导弹只依赖于自身及其相邻导弹的相对位置和相对速度，因此，本发明设计的编队飞行控制系统是完全分布式的。因此，将一枚导弹标记为i，与导弹i相邻的导弹标记为导弹j、导弹ξ。例如，图4所示的4枚导弹组成的纵队编队队形，导弹i、导弹j、导弹ξ和导弹ζ。
在本发明中，为了实现对导弹的姿态表征，应用了两个坐标系，一个是地面坐标系E地-OXYZ，另一个为导弹i的弹体坐标系Eb-ObXbYbZb。
如图5A所示的地面坐标系E地-OXYZ的定义为：地面坐标系E地-OXYZ与地球表面固连的坐标系，坐标系原点O选取在导弹发射点上，OX轴指向任意，冲着目标的方向为正方向，OY轴垂直于OX轴，OZ轴与其它两轴垂直并构成右手坐标系。
如图5B所示的弹体坐标系Eb-ObXbYbZb的定义为：在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中Ob在导弹的质心处(质心)；Xb轴在导弹对称平面内并平行于导弹的设计轴线指向机头；Yb轴垂直于导弹对称平面指向机体右方；Zb轴在导弹对称平面内，与Xb轴垂直并指向弹体下方。弹体坐标系Eb-ObXbYbZb形成右手直角坐标系。
在图5A中任意一导弹i在地面坐标系E地-OXYZ中所在的位置，记为pi，且pi＝[xi,yi,zi]，其中：
xi表示导弹i在地面坐标系E地-OXYZ中X轴方向上的位置。
yi表示导弹i在地面坐标系E地-OXYZ中Y轴方向上的位置。
zi表示导弹i在地面坐标系E地-OXYZ中Z轴方向上的位置。
在图5B中任意一导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中的姿态角包括有攻角α，航向角ψ，航迹角γ，倾侧角φ。
航向角ψ是导弹纵轴OXb在水平面上的投影与地面坐标系OX轴间的夹角；
攻角α是速度矢量在导弹纵向对称平面内的投影与导弹纵轴OXb之间的夹角；
航迹角γ是导弹速度矢量与水平面间的夹角；
倾侧角φ是导弹飞行时所旋转的角度。
本发明旨在设计了一种完全分布式导弹编队协同控制器，该控制器内嵌在传统导弹自主编队协同制导控制系统中，即在传统导弹自主编队协同制导控制系统中增加了完全分布式导弹编队协同控制器。本发明完全分布式导弹编队协同控制器是由完全分布式自适应控制器100、自适应补偿控制器200、控制指令融合模块300和导弹动态模型400组成。其中：
完全分布式自适应控制器100、自适应补偿控制器200和控制指令融合模块300与传统导弹自主编队协同制导控制系统中的容错控制模块对导弹编队进行并行处理。
导弹动态模型400内嵌在传统导弹自主编队协同制导控制系统的编队队形生成算法中。
导弹动态模型400
传统导弹自主编队协同制导控制系统中对任意一枚导弹i的动态模型描述为：
Figure BDA0002958393240000051
i为导弹的标识号。
mi表示导弹i的质量。
g表示引力常量。
AVi表示导弹i的飞行加速度；Vi表示导弹i的飞行速度。
Aγi表示导弹i的航迹角的角速度；γi表示导弹i的航迹角。
Aψi表示导弹i的航向角的角速度；ψi表示导弹i的航向角。
XVi表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中X轴方向上的速度。
YVi表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中Y轴方向上的速度。
ZVi表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中Z轴方向上的速度。
αi表示导弹i的攻角。
γi表示导弹i的航迹角。
φi表示导弹i的倾侧角。
ψi表示导弹i的航向角。
TLi表示导弹i的推力。
ZLi表示导弹i受到的阻力。所述
Figure BDA0002958393240000061
ρ为大气密度，Si为导弹i横截面的参考面积，
Figure BDA0002958393240000062
为导弹i的阻力系数。
SLi表示导弹i的升力。所述
Figure BDA0002958393240000063
Figure BDA0002958393240000064
为导弹i的升力系数。
di,V表示导弹i速度受到的外界干扰。
di,γ表示导弹i航迹角受到的外界干扰。
di,ψ表示导弹i航向角受到的外界干扰。
di,X表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb的X轴方向上受到的外界干扰。
di,Y表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb的Y轴方向上受到的外界干扰。
di,Z表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb的Z轴方向上受到的外界干扰。
在本发明中，导弹i在地面坐标系E地-OXYZ中的位置记为pi，且pi＝[xi,yi,zi]。导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上的速度记为[XVi,YVi,ZVi]。
于是，结合传统导弹动态模型，得到适合本发明控制器的导弹i的运动模型为：
Figure BDA0002958393240000065
Figure BDA0002958393240000066
表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上的飞行速度矢量，其模值为Vi。
Figure BDA0002958393240000067
表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上的飞行加速度矢量。
ui表示编队飞行中导弹i的运动控制输入指令。
Bi表示导弹i的飞行参数矩阵。
Ei表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上受到气动力作用下的加速度矢量。
ddi表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上受到的外界干扰。
其中，
Figure BDA0002958393240000071
Figure BDA0002958393240000072
Figure BDA0002958393240000073
在编队飞行过程中，导弹参数会由于受到多种不确定干扰因素影响而具有不确定性，于是可以得到：
Figure BDA0002958393240000074
Figure BDA0002958393240000075
Figure BDA0002958393240000076
表示确定的导弹飞行参数。
Figure BDA0002958393240000077
表示不确定干扰因素造成的未知的导弹飞行参数。
Figure BDA0002958393240000078
表示确定的导弹飞行状态参数。
Figure BDA0002958393240000079
表示不确定干扰因素造成的未知的导弹飞行状态参数。
在本发明中，分布式控制器参数与通信拓扑的全局信息无关，不需要通讯结构图的结构信息，它只依赖于导弹自身及其邻居导弹的相对位置和速度，设计的导弹i的动态模型描述为：
Figure BDA00029583932400000710
在本发明中，导弹i的位置记为pi＝[xi,yi,zi]，导弹j的位置记为pj(xj,yj,zj)。则导弹i与导弹j之间的位置偏差，记为δi,j＝[(xi-xj)(yi-yj)(zi-zj)]T，这个偏差决定了这群导弹的编队队形。
完全分布式自适应控制器100
参见图3所示，在本发明中，完全分布式自适应控制器100第一方面接收成员飞行控制模块输出的领导者信息MIS领导者和邻居导弹信息MIS邻居；第二方面接收导弹状态信息MIS状态；第三方面对MIS领导者、MIS邻居和MIS状态进行完全分布式控制指令
Figure BDA00029583932400000711
解析；第四方面将所述的
Figure BDA00029583932400000712
输出给控制指令融合模块300。
在本发明中，所述完全分布式控制指令
Figure BDA00029583932400000713
是用来抑制编队控制受到多种不确定干扰因素的影响。
Figure BDA00029583932400000714
Figure BDA0002958393240000081
λi表示时变的控制器权重参数。
Bi表示导弹i的飞行参数；且
Figure BDA0002958393240000082
Figure BDA0002958393240000083
表示确定的导弹飞行参数。
Ki表示控制器反馈增益。
PPi表示导弹群编队飞行的联合状态。PPi包含有领导者信息MIS领导者和邻居导弹信息MIS邻居。
Ei表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上受到气动力作用下的加速度矢量；且
Figure BDA0002958393240000084
Figure BDA0002958393240000085
表示确定的导弹飞行状态参数。
Aλi表示时变权重参数的变化率。
Qi表示一个控制器增益。
Figure BDA0002958393240000086
表示不确定干扰因素造成的未知的导弹飞行参数。
Figure BDA0002958393240000087
表示不确定干扰因素造成的未知的导弹飞行状态参数。
在本发明中，导弹i的飞行参数Bi为：
Figure BDA0002958393240000088
在本发明中，导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上受到气动力作用下的加速度矢量Ei为：
Figure BDA0002958393240000089
在本发明中，完全分布式自适应控制器100是用来实现期望的跟踪性能和实现完全分布式编队。
mi表示导弹i的质量。
g表示引力常量。
γi表示导弹i的航迹角。
ψi表示导弹i的航向角。
ZLi表示导弹i受到的阻力。所述
Figure BDA00029583932400000810
ρ为大气密度，Vi表示导弹i的飞行速度，Si为导弹i横截面的参考面积，
Figure BDA00029583932400000811
为导弹i的阻力系数。
自适应补偿控制器200
参见图3所示，在本发明中，自适应补偿控制器200第一方面接收导弹状态信息MIS状态；第二方面对MIS状态进行拉普拉斯变换得到补偿控制指令
Figure BDA00029583932400000812
解析；第三方面将所述的
Figure BDA0002958393240000091
输出给控制指令融合模块300。
Figure BDA0002958393240000092
Fi(s)＝diag{AF,BF,CF}
Figure BDA0002958393240000093
Figure BDA0002958393240000094
Figure BDA0002958393240000095
s表示拉普拉斯算子。
Fi(s)表示三个二阶滤波器形成的三乘三的对角矩阵。
AF表示第一个二阶滤波器。
BF表示第二个二阶滤波器。
CF表示第三个二阶滤波器。
fi,1表示第一个二阶滤波器的增益参数。
fi,2表示第二个二阶滤波器的增益参数。
fi,3表示三个二阶滤波器的增益参数。
在本发明中，三个二阶滤波器的结构是相同的。
控制指令融合模块300
参见图3所示，在本发明中，控制指令融合模块300第一方面接收完全分布式控制指令
Figure BDA0002958393240000096
和补偿控制指令
Figure BDA0002958393240000097
第二方面对所述
Figure BDA0002958393240000098
和所述
Figure BDA0002958393240000099
求和，得到的运动控制输入指令ui；第三方面将所述的ui输出给导弹动态模型400。
Figure BDA00029583932400000910
ui表示编队飞行中导弹i的运动控制输入指令。
Figure BDA00029583932400000911
表示完全分布式自适应控制器输出的完全分布式控制指令。
Figure BDA00029583932400000912
表示自适应补偿控制器输出的补偿控制指令。
在本发明中，考虑导弹编队在多种不确定性外界干扰情况下，建立的导弹运动模型中的输入控制指令为：
ui＝[TLicosαi (SLi+TLisinαi)cosφi (SLi+TLisinαi)sinφi]T
ui表示编队飞行中导弹i的运动控制输入指令。
αi表示导弹i的攻角。
φi表示导弹i的倾侧角。
上角标T为坐标转置符号。
在本发明中，运动输入控制指令为一个三乘一的矩阵，所述TLicosαi代表着导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb的X轴方向上的控制指令，所述(SLi+TLisinαi)cosφi代表着导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb的Y轴方向上的控制指令，所述(SLi+TLisinαi)sinφi代表着导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb的Z轴方向上的控制指令。
验证
针对导弹编队在完全分布式以及多种不确定性和干扰情况下，搭建Matlab控制系统仿真。
本发明通过运行于计算机中的计算机程序----基于matlab(版本号2012a)平台进行仿真；MATLAB是一种用于算法开发、数据可视化、数据分析以及数值计算的高级技术计算语言和交互式环境。
如图5所示的4枚导弹(导弹i、导弹j、导弹ξ和导弹ζ)编队飞行仿真，以验证本发明设计的完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器的性能。飞行过程中，虚拟领导者的参考轨迹随飞行时间t记为p虚拟领导者＝[240t 0t 60t]T。
编队飞行中的4枚导弹的通讯结构选择如下：节点集合为{i,j,ξ,ζ}，边界集合{(i,j),(i,ξ),(j,ζ)}，导弹ζ作为有向图的根。在仿真中，导弹i遭受的周期性非消失的外部扰动选为：di,X＝10sin(t)，di,Y＝9sin(t)，di,Z＝8sin(t)，di,V＝9sin(t)，di,γ＝10sin(t)，di,ψ＝8sin(t)。
编队的初始条件设置如下：
Figure BDA0002958393240000101
Figure BDA0002958393240000102
控制器参数选为：fi,1＝50，fi,2＝50，fi,3＝50。
仿真结果如图6、图7、图8、图9所示，图6是4枚导弹完全分布式编队飞行时的三维空间位置示意图，图7是4枚导弹完全分布式编队飞行时的速度响应曲线；图8是4枚导弹完全分布式编队飞行时的权重矩阵响应曲线，图8是4枚导弹完全分布式编队飞行时的位置跟踪误差曲线。从图6和图8可以看出，所设计的编队控制器是完全分布式的，所有的控制器参数都与通信拓扑的全局信息无关，不需要通讯结构图的结构信息，它只依赖于自身及其相邻导弹的相对位置和速度。此外，本发明的控制器能够有效抑制导弹编队参数摄动、非线性动力学和外部时变扰动的影响，具有很好的鲁棒性。从图9可以看出，编队的轨迹跟踪误差较小，能够满足导弹编队飞行控制精度要求，同时，能够实现快速、稳定地编队队形的形成和保持，大大提高导弹编队飞行的稳定性能。因此，所设计的控制器是十分有效的。

Claims (3)

1.一种完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器，其特征在于：由完全分布式自适应控制器(100)、自适应补偿控制器(200)、控制指令融合模块(300)和导弹动态模型(400)组成：
完全分布式自适应控制器(100)第一方面接收成员飞行控制模块输出的领导者信息MIS领导者和邻居导弹信息MIS邻居；第二方面接收导弹状态信息MIS状态；第三方面对MIS领导者、MIS邻居和MIS状态进行完全分布式控制指令
Figure FDA0002958393230000011
解析；第四方面将所述的
Figure FDA0002958393230000012
输出给控制指令融合模块(300)；
自适应补偿控制器(200)第一方面接收导弹状态信息MIS状态；第二方面对MIS状态进行拉普拉斯变换得到补偿控制指令
Figure FDA0002958393230000013
解析；第三方面将所述的
Figure FDA0002958393230000014
输出给控制指令融合模块(300)；
控制指令融合模块(300)第一方面接收完全分布式控制指令
Figure FDA0002958393230000015
和补偿控制指令
Figure FDA0002958393230000016
第二方面对所述
Figure FDA0002958393230000017
和所述
Figure FDA0002958393230000018
求和，得到的运动控制输入指令ui；第三方面将所述的ui输出给导弹动态模型(400)；
导弹动态模型(400)用于构建的任意一枚导弹i的动态模型为；
Figure FDA0002958393230000019
Figure FDA00029583932300000110
表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上的飞行速度矢量，其模值为导弹i的飞行速度Vi；
Figure FDA00029583932300000111
表示确定的导弹飞行参数；
ui表示编队飞行中导弹i的运动控制输入指令；
Figure FDA00029583932300000112
表示确定的导弹飞行状态参数；
Figure FDA00029583932300000113
表示不确定干扰因素造成的未知的导弹飞行参数；
Figure FDA00029583932300000114
表示不确定干扰因素造成的未知的导弹飞行状态参数；
ddi表示导弹i在弹体坐标系Eb-ObXbYbZb中三个方向上受到的外界干扰；
完全分布式控制指令
Figure FDA00029583932300000115
为：
Figure FDA00029583932300000116
Aλi＝PPi TQiPPi；
λi表示时变的控制器权重参数；
Ki表示控制器反馈增益；
PPi表示导弹群编队飞行的联合状态；
Aλi表示时变权重参数的变化率；
Qi表示一个控制器增益；
补偿控制指令
Figure FDA0002958393230000021
为：
Figure FDA0002958393230000022
Fi(s)＝diag{AF,BF,CF}；
Figure FDA0002958393230000023
Figure FDA0002958393230000024
Figure FDA0002958393230000025
s表示拉普拉斯算子；
Fi(s)表示三个二阶滤波器形成的三乘三的对角矩阵；
AF表示第一个二阶滤波器；
BF表示第二个二阶滤波器；
CF表示第三个二阶滤波器；
fi,1表示第一个二阶滤波器的增益参数；
fi,2表示第二个二阶滤波器的增益参数；
fi,3表示三个二阶滤波器的增益参数；
运动控制输入指令ui为：
ui＝[TLicosαi (SLi+TLisinαi)cosφi (SLi+TLisinαi)sinφi]T。
2.根据权利要求1所述的完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器，其特征在于：内嵌在传统导弹自主编队协同制导控制系统中。
3.根据权利要求1所述的完全分布式鲁棒导弹编队协同控制器，其特征在于：控制器参数都与通信拓扑的全局信息无关，不需要通讯结构图的结构信息，它只依赖于自身及其相邻导弹的相对位置和速度，因此，所设计的编队控制器是完全分布式的。
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