CN113064350A - 一种导弹助推段自适应动态面控制方法和装置 - Google Patents

一种导弹助推段自适应动态面控制方法和装置 Download PDF

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CN113064350A CN202110305396.0A CN202110305396A CN113064350A CN 113064350 A CN113064350 A CN 113064350A CN 202110305396 A CN202110305396 A CN 202110305396A CN 113064350 A CN113064350 A CN 113064350A
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Abstract

本申请涉及一种导弹助推段自适应动态面控制方法和装置。所述方法包括：根据导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。上述方法基于弹上计算机的计算能力大幅提升的特点，将现代控制理论应用于导弹姿控设计，能够有效处理导弹面临的干扰和不确定问题，大大提高姿态控制的精度和鲁棒性，实现不同的飞行任务，提高导弹的整体作战性能。

Description

一种导弹助推段自适应动态面控制方法和装置
技术领域
本申请涉及导弹助推段控制系统设计技术领域，特别是涉及一种导弹助推段自适应动态面控制方法和装置。
背景技术
导弹飞行过程中受到复杂的空气动力、热流、风场等因素的影响，导弹姿控系统的作用是稳定和控制导弹的姿态按照制导系统给出的制导指令飞行，它是一个非线性、强耦合、时变的系统。导弹在助推段飞行过程中由于燃料的消耗和助推器分离，其参数会有明显的渐变和突变，且由于要穿过大气层，将受到随机干扰和未建模的动态特性的影响。
导弹的姿态控制技术在近几十年的更新迭代中已趋于成熟，传统设计方法通常基于小扰动假设线性化姿态运动模型，采用经典控制理论分别对俯仰、偏航、滚转三通道设计控制律，依靠控制器自身的稳定裕度来抵抗不确定性和外界干扰的影响。使用这一方式获得的控制参数没有对导弹参数的不确定性和外界干扰问题进行针对性的设计，因此在面对超过控制器稳定裕度的参数突变和幅度较大的变化时，不能很好地满足导弹助推段姿态控制的任务要求。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够提高姿控系统鲁棒性的导弹助推段自适应动态面控制方法和装置。
一种导弹助推段自适应动态面控制方法，所述方法包括：
根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。
根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
其中一个实施例中，导弹助推段姿态控制模型的建立方式包括：
在预设的导弹姿态控制系统中，获取控制力矩和对应的导弹助推段姿态数据。
根据控制力矩和导弹助推段姿态数据的对应关系，使用导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程，建立导弹助推段姿态控制模型。
其中一个实施例中，导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程为：
Figure BDA0002986052290000021
Figure BDA0002986052290000022
其中，Jx,Jy,Jz分别为弹体三轴转动惯量，
Figure BDA0002986052290000023
为俯仰角，ψ为偏航角，γ为滚转角，ωx,ωy,ωz分别为弹体三轴旋转角速度，Mx,My,Mz分别为弹体所受到的总的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，Mcx,Mcy,Mcz分别为弹体发动机产生的滚转控制力矩、偏航控制力矩和俯仰控制力矩。
其中一个实施例中，导弹助推段姿态控制模型为：
Figure BDA0002986052290000024
其中，状态向量
Figure BDA0002986052290000025
x2＝[ωz,ωy]T，控制输入u＝[Mcz,Mcy]T为发动机摆角产生的控制力矩，d1,d2为干扰项，b1,b2是非奇异的，
Figure BDA0002986052290000026
Figure BDA0002986052290000027
其中一个实施例中，非线性干扰观测器包括：
对干扰项d1的非线性干扰观测器，表示为
Figure BDA0002986052290000031
对干扰项d2的非线性干扰观测器，表示为
Figure BDA0002986052290000032
其中，
Figure BDA0002986052290000033
和
Figure BDA0002986052290000034
分别为d2,
Figure BDA0002986052290000035
的估计值，q21和q22为辅助变量，
Figure BDA0002986052290000036
其中一个实施例中，根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩的方式包括：
Figure BDA0002986052290000037
其中，
Figure BDA0002986052290000038
c1为第一动态面，指令值
Figure BDA0002986052290000039
x2d为虚拟控制输入，c2为第二动态面，u为所述导弹助推段姿态控制模型的控制输入。
其中一个实施例中，导弹助推段姿态控制模型为摆角姿态控制模型。
根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令的方式包括：
计算摆角产生的控制力矩在导弹弹体上的分量，
Figure BDA0002986052290000041
其中，xg,yg,zg分别为弹体质心在弹体三个主轴的分量，Txb,Tyb,Tzb分别为发动机推力在弹体三个主轴的分量，lfP为发动机喷管摆心位置距弹体头部顶点的距离。
根据导弹助推段姿态控制模型的第一动态面、第二动态面和控制输入，得到预设的姿态角对应的控制力矩，根据得到的控制力矩得到控制指令，
Figure BDA0002986052290000042
Figure BDA0002986052290000043
其中，P为预设的发动机推力值，
Figure BDA0002986052290000044
为俯仰摆角，δψ为偏航摆角。
一种导弹助推段自适应动态面控制装置，所述装置包括：
干扰量估计模块，用于根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
控制律计算模块，用于根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。
期望控制力矩计算模块，用于根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对所述导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
姿态控制单元，用于根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。
根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。
根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
与现有技术相比，上述一种导弹助推段自适应动态面控制方法、装置、计算机设备和存储介质，根据导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。本申请基于弹上计算机的计算能力大幅提升的特点，将现代控制理论应用于导弹姿控设计，能够有效处理导弹面临的干扰和不确定问题，大大提高姿态控制的精度和鲁棒性，实现不同的飞行任务，提高导弹的整体作战性能。
附图说明
图1为一个实施例中一种导弹助推段自适应动态面控制方法的步骤图；
图2为另一个实施例中一种导弹助推段自适应动态面控制方法的流程示意图；
图3为一个实施例中导弹发动机摆角模型示意图；
图4为仿真实验结果中的俯仰角及其误差曲线图；
图5为仿真实验结果中的偏航角及其误差曲线图；
图6为仿真实验结果中的摆角曲线图；
图7为仿真实验结果中的合成摆角曲线图；
图8为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
在一个实施例中，如图1所示，提供了一种导弹助推段自适应动态面控制方法，以所述方法应用于导弹姿态控制系统为例进行说明，包括以下步骤：
步骤102，根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
由于导弹助推段的姿态控制系统是一个非线性的系统，因此对于该系统的干扰可以采用非线性干扰观测器来进行评估。为建立对应的非线性干扰观测器，首先需要获得导弹姿态控制系统在助推段的模型，即导弹助推段姿态控制模型。该模型的输入是导弹姿态控制系统发出的姿态指令对应的控制量，输出是导弹的姿态参数，反映了特定的导弹系统在助推段对姿态控制指令的响应特性。
步骤104，根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面控制技术得到导弹助推段姿态控制律。
基于现代控制理论，可以针对导弹助推段姿态控制模型设计对应的动态面，反映模型中输入的控制律和控制律对应的导弹弹体状态之间的关系。
步骤106，根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
直接设计得到的动态面控制方法并没有考虑干扰带来的影响，为在导弹助推段的姿态控制中将干扰的影响考虑进去，因此根据非线性干扰观测器得到的干扰的估计结果以及上述动态面控制方法，对导弹助推段的控制律进行修正，使修正后的控制律能够消除干扰对导弹姿态系统的影响，得到在有干扰的情况下的导弹控制律，继而得到期望控制力矩。
步骤108，根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
得到期望控制力矩后，可以根据导弹控制系统中导弹控制指令和输出的控制力矩之间的对应关系，得到对应的得到控制指令。得到的控制指令由于包括了对干扰的估计和补偿，因此能够消除其影响，能够更好地适应不同任务环境下的导弹助推段姿态控制需求。
本实施例基于弹上计算机的计算能力大幅提升的特点，将现代控制理论应用于导弹姿控设计，能够有效处理导弹面临的干扰和不确定问题，大大提高姿态控制的精度和鲁棒性，实现不同的飞行任务，提高导弹的整体作战性能。
其中一个实施例中，如图2所示，提供了一种导弹助推段自适应动态面控制方法。本实施例将滚转通道视为理想状态，视滚转角γ＝0，因此只对俯仰和偏航通道进行控制。所述方法包括：
步骤202，在预设的导弹姿态控制系统中，获取控制力矩和对应的导弹助推段姿态数据。根据控制力矩和导弹助推段姿态数据的对应关系，使用导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程，建立导弹助推段姿态控制模型。
具体地，导弹助推段姿态动力学方程和姿态运动学方程为：
Figure BDA0002986052290000071
Figure BDA0002986052290000081
其中，Jx,Jy,Jz分别为弹体三轴转动惯量，
Figure BDA0002986052290000082
为俯仰角，ψ为偏航角，γ为滚转角，ωx,ωy,ωz分别为弹体三轴旋转角速度，Mx,My,Mz分别为弹体所受到的总的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，Mcx,Mcy,Mcz分别为弹体发动机产生的滚转控制力矩、偏航控制力矩和俯仰控制力矩。
在上述方程中，基于导弹助推段姿态动力学方程和姿态运动学方程，构建面向控制的助推段姿态控制模型：将上述姿态动力学方程中
Figure BDA0002986052290000083
与
Figure BDA0002986052290000084
项以及与滚转角速度ωx相关的项视为小量，将其与建模误差和外界干扰量合并，视作总干扰处理，得到面向控制的简化的严格反馈非线性姿态控制模型：
Figure BDA0002986052290000085
其中，状态向量
Figure BDA0002986052290000086
x2＝[ωz,ωy]T，控制输入u＝[Mcz,Mcy]T为发动机摆角产生的控制力矩，d1,d2表示总干扰项，式中：
Figure BDA0002986052290000087
Figure BDA0002986052290000088
其中，b1,b2是非奇异的。
步骤204，根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
干扰对于导弹控制系统来说是未知的，故采用干扰观测器对干扰量及其微分进行估计。首先对干扰d1设计如下非线性干扰观测器：
Figure BDA0002986052290000091
其中，
Figure BDA0002986052290000092
和
Figure BDA0002986052290000093
分别为d1,
Figure BDA0002986052290000094
的估计值，q11和q12为辅助变量。同样地，对干扰d2设计如下非线性干扰观测器：
Figure BDA0002986052290000095
其中，
Figure BDA0002986052290000096
和
Figure BDA0002986052290000097
分别为d2,
Figure BDA0002986052290000098
的估计值，q21和q22为辅助变量，u为系统的控制输入。
上述干扰观测器中对角增益矩阵：
Figure BDA0002986052290000099
其中C111～C223为给定的正的增益常数，是与干扰估计效果相关的干扰观测器设计参数。
步骤206，根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律控制律。根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
本步骤基于动态面方法设计助推段姿态控制律，采用上述干扰观测器对干扰d1,d2进行估计，并将其补偿到控制律中，得到基于干扰估计补偿的导弹助推段自适应动态面的控制方法为：
Figure BDA0002986052290000101
上述控制方法中：
Figure BDA0002986052290000102
其中，k11,k12,k21,k22为给定的正的增益常数，τ21,τ22为滤波器的时间常数，均通过参数设计得到。
c1为定义的第一个动态面，为
Figure BDA0002986052290000103
与其指令值
Figure BDA0002986052290000104
的差值，x2d为第一个动态面的虚拟控制输入，根据虚拟控制量x2d得到使得x1达到预期期望指令值x1c的俯仰、偏航通道角速率虚拟输入期望值ωzd,ωyd；
c2为定义的第二个动态面，为x2与其指令值x2d的差值，u为第二个动态面的控制输入，即整个导弹姿态控制模型的控制力矩输入，根据俯仰、偏航通道角速率虚拟输入期望值x2d得到设计控制力矩输入u以完成对导弹姿控系统的稳定控制。
步骤208，根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
由所需的控制力矩进一步计算所需的摆角控制指令，以完成姿控系统的设计。将本实施例提供的方法应用于采用一台摇摆发动机为执行机构的导弹，其摆角模型如图3所示，
Figure BDA0002986052290000105
为俯仰摆角，δψ为偏航摆角，摆角产生的控制力矩在弹体系上的分量表示为：
Figure BDA0002986052290000106
其中，xg,yg,zg分别为弹体质心在弹体三个主轴的分量，Txb,Tyb,Tzb分别为发动机推力在弹体三个主轴的分量，lfP为发动机喷管摆心位置距弹体头部顶点的距离。由控制律给出的跟踪给定姿态角所需的控制力矩，按下式计算摆角控制指令：
Figure BDA0002986052290000111
Figure BDA0002986052290000112
其中，
Figure BDA0002986052290000113
为俯仰摆角，δψ为偏航摆角，P为已知的发动机推力大小。
本实施例针对导弹助推段段姿态控制面临的参数不确定与外界干扰问题，提出基于干扰估计补偿的自适应动态面控制方法。建立了面向控制的含参数不确定与外界干扰的导弹姿态运动模型，引入非线性干扰观测器对总干扰进行估计，然后将干扰补偿到设计控制器中，基于动态面控制方法设计控制律，完成基于干扰估计补偿的导弹助推段自适应动态面控制设计，实现助推段的飞行任务需求，同时保证控制系统设计方法的鲁棒性，工程应用意义重大。
应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
为说明本申请提出方法的有效性，将提出的助推段自适应动态面控制方法应用于具有三级助推的垂直起飞的固体导弹的导弹姿态控制系统进行仿真。导弹初始高度为0，速度为0，设置初始俯仰角为90°，初始偏航角为0，初始俯仰、偏航角速度均为0，滚转角和滚转角速度，俯仰角跟踪标准俯仰角飞行程序，偏航角期望值始终为0，总仿真时间为标准俯仰角程序飞行时间。
下面基于建立的导弹助推段姿态模型，采用本发明设计的自适应姿态控制方法进行仿真验证，仿真采用的控制参数如表1所示。
表1自适应动态面控制方法仿真参数
参数 自适应动态面 参数 自适应动态面
k<sub>1</sub> diag{10,10} C<sub>12</sub> diag{5,5}
k<sub>2</sub> diag{10,10} C<sub>21</sub> diag{8.5,8.5}
τ<sub>2</sub> diag(0.2,0.2) C<sub>22</sub> diag{5,5}
C<sub>11</sub> diag{8.5,8.5}
由图3可知，俯仰通道最大跟踪误差为0.20°，由图4可知，偏航通道最大跟踪误差为0.0062°，俯仰、偏航的误差平均值均很小，两通道姿态跟踪精度很高。由图5俯仰、偏航摆角曲线及图6的合成摆角曲线(如图7所示)可知，各级摆角需求量均很小，其中二级摆角需求较其他两级大，这是由于二级导弹受到的气动作用较强，整个飞行过程各级摆角远没有达到限幅值。一二级、二三级级间分离时姿态跟踪误差和摆角均有小幅突变，这是由于级间分离时导弹自身质量、长度、推力等参数突变，且分级后有一小段时间发动机未开机，推力为0，发动机开机后有一小段时间推力很小，提供的控制力矩不够导致的。
以上结果表明所设计的姿控系统能够完成导弹助推段姿态控制的任务需求，导弹能以较小的摆角实现高精度的姿态跟踪，所提出的自适应动态面控制方法有良好的控制性能。
在一个实施例中，提供了一种导弹助推段自适应动态面控制装置，其中：
干扰量估计模块，用于根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
控制律计算模块，用于根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。
期望控制力矩计算模块，用于根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对所述导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
姿态控制单元，用于根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
其中一个实施例中，还包括导弹助推段姿态控制模型的建立模块，用于在预设的导弹姿态控制系统中，获取控制力矩和对应的导弹助推段姿态数据。根据控制力矩和导弹助推段姿态数据的对应关系，使用导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程，建立导弹助推段姿态控制模型。
其中一个实施例中，导弹助推段姿态控制模型为摆角姿态控制模型。姿态控制单元，用于计算摆角产生的控制力矩在导弹弹体上的分量，
Figure BDA0002986052290000131
其中，xg,yg,zg分别为弹体质心在弹体三个主轴的分量，Txb,Tyb,Tzb分别为发动机推力在弹体三个主轴的分量，lfP为发动机喷管摆心位置距弹体头部顶点的距离。
根据导弹助推段姿态控制模型的第一动态面、第二动态面和控制输入，得到预设的姿态角对应的控制力矩，根据得到的控制力矩得到控制指令，
Figure BDA0002986052290000132
Figure BDA0002986052290000133
其中
Figure BDA0002986052290000134
为用于过渡计算的中间量，P为预设的发动机推力值，
Figure BDA0002986052290000135
为俯仰摆角，δψ为偏航摆角。
关于一种导弹助推段自适应动态面控制装置的具体限定可以参见上文中对于一种导弹助推段自适应动态面控制方法的限定，在此不再赘述。上述一种导弹助推段自适应动态面控制装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是服务器，其内部结构图可以如图8所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口和数据库。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的数据库用于存储导弹助推段姿态控制模型、非线性干扰观测器、期望控制力矩等数据。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种导弹助推段自适应动态面控制方法。
本领域技术人员可以理解，图8中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现以下步骤：
干扰量估计模块，用于根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
控制律计算模块，用于根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。
期望控制力矩计算模块，用于根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对所述导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
姿态控制单元，用于根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：在预设的导弹姿态控制系统中，获取控制力矩和对应的导弹助推段姿态数据。根据控制力矩和导弹助推段姿态数据的对应关系，使用导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程，建立导弹助推段姿态控制模型。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：建立导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程：
Figure BDA0002986052290000141
Figure BDA0002986052290000151
其中，Jx,Jy,Jz分别为弹体三轴转动惯量，
Figure BDA0002986052290000152
为俯仰角，ψ为偏航角，γ为滚转角，ωx,ωy,ωz分别为弹体三轴旋转角速度，Mx,My,Mz分别为弹体所受到的总的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，Mcx,Mcy,Mcz分别为弹体发动机产生的滚转控制力矩、偏航控制力矩和俯仰控制力矩。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：建立导弹助推段姿态控制模型：
Figure BDA0002986052290000153
其中，状态向量
Figure BDA0002986052290000154
x2＝[ωz,ωy]T，控制输入u＝[Mcz,Mcy]T为发动机摆角产生的控制力矩，d1,d2为干扰项，b1,b2是非奇异的，
Figure BDA0002986052290000155
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：建立非线性干扰观测器：
对干扰项d1的非线性干扰观测器，表示为
Figure BDA0002986052290000156
对干扰项d2的非线性干扰观测器，表示为
Figure BDA0002986052290000161
其中，
Figure BDA0002986052290000162
和
Figure BDA0002986052290000163
分别为d2,
Figure BDA0002986052290000164
的估计值，q21和q22为辅助变量，
Figure BDA0002986052290000165
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩：
Figure BDA0002986052290000166
其中，
Figure BDA0002986052290000167
c1为第一动态面，指令值
Figure BDA0002986052290000168
x2d为虚拟控制输入，c2为第二动态面，u为所述导弹助推段姿态控制模型的控制输入。
其中一个实施例中，导弹助推段姿态控制模型为摆角姿态控制模型。处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：计算摆角产生的控制力矩在导弹弹体上的分量，
Figure BDA0002986052290000171
其中，xg,yg,zg分别为弹体质心在弹体三个主轴的分量，Txb,Tyb,Tzb分别为发动机推力在弹体三个主轴的分量，lfP为发动机喷管摆心位置距弹体头部顶点的距离。
根据导弹助推段姿态控制模型的第一动态面、第二动态面和控制输入，得到预设的姿态角对应的控制力矩，根据得到的控制力矩得到控制指令，
Figure BDA0002986052290000172
Figure BDA0002986052290000173
其中
Figure BDA0002986052290000174
为用于过渡计算的中间量，P为预设的发动机推力值，
Figure BDA0002986052290000175
为俯仰摆角，δψ为偏航摆角。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器。
根据导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律。
根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩。
根据导弹助推段姿态控制模型和期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用导弹控制指令进行导弹姿态控制。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：在预设的导弹姿态控制系统中，获取控制力矩和对应的导弹助推段姿态数据。根据控制力矩和导弹助推段姿态数据的对应关系，使用导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程，建立导弹助推段姿态控制模型。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：建立导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程：
Figure BDA0002986052290000181
Figure BDA0002986052290000182
其中，Jx,Jy,Jz分别为弹体三轴转动惯量，
Figure BDA0002986052290000183
为俯仰角，ψ为偏航角，γ为滚转角，ωx,ωy,ωz分别为弹体三轴旋转角速度，Mx,My,Mz分别为弹体所受到的总的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，Mcx,Mcy,Mcz分别为弹体发动机产生的滚转控制力矩、偏航控制力矩和俯仰控制力矩。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：建立导弹助推段姿态控制模型：
Figure BDA0002986052290000184
其中，状态向量
Figure BDA0002986052290000185
x2＝[ωz,ωy]T，控制输入u＝[Mcz,Mcy]T为发动机摆角产生的控制力矩，d1,d2为干扰项，b1,b2是非奇异的，
Figure BDA0002986052290000186
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：建立非线性干扰观测器：
对干扰项d1的非线性干扰观测器，表示为
Figure BDA0002986052290000191
对干扰项d2的非线性干扰观测器，表示为
Figure BDA0002986052290000192
其中，
Figure BDA0002986052290000193
和
Figure BDA0002986052290000194
分别为d2,
Figure BDA0002986052290000195
的估计值，q21和q22为辅助变量，
Figure BDA0002986052290000196
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：根据非线性干扰观测器输出的干扰估计值对导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩：
Figure BDA0002986052290000197
其中，
Figure BDA0002986052290000198
c1为第一动态面，指令值
Figure BDA0002986052290000199
x2d为虚拟控制输入，c2为第二动态面，u为所述导弹助推段姿态控制模型的控制输入。
其中一个实施例中，导弹助推段姿态控制模型为摆角姿态控制模型。计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：计算摆角产生的控制力矩在导弹弹体上的分量，
Figure BDA0002986052290000201
其中，xg,yg,zg分别为弹体质心在弹体三个主轴的分量，Txb,Tyb,Tzb分别为发动机推力在弹体三个主轴的分量，lfP为发动机喷管摆心位置距弹体头部顶点的距离。
根据导弹助推段姿态控制模型的第一动态面、第二动态面和控制输入，得到预设的姿态角对应的控制力矩，根据得到的控制力矩得到控制指令，
Figure BDA0002986052290000202
Figure BDA0002986052290000203
其中
Figure BDA0002986052290000204
为用于过渡计算的中间量，P为预设的发动机推力值，
Figure BDA0002986052290000205
为俯仰摆角，δψ为偏航摆角。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种导弹助推段自适应动态面控制方法，其特征在于，所述方法包括：
根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器；
根据所述导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律；
根据所述非线性干扰观测器输出的干扰估计值对所述导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩；
根据所述导弹助推段姿态控制模型和所述期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用所述导弹控制指令进行导弹姿态控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述导弹助推段姿态控制模型的建立方式包括：
在预设的导弹姿态控制系统中，获取控制力矩和对应的导弹助推段姿态数据；
根据所述控制力矩和所述导弹助推段姿态数据的对应关系，使用导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程，建立导弹助推段姿态控制模型。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，导弹助推段的姿态动力学方程和姿态运动学方程为：
Figure FDA0002986052280000011
Figure FDA0002986052280000012
其中，Jx,Jy,Jz分别为弹体三轴转动惯量，
Figure FDA0002986052280000013
为俯仰角，ψ为偏航角，γ为滚转角，ωx,ωy,ωz分别为弹体三轴旋转角速度，Mx,My,Mz分别为弹体所受到的总的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，Mcx,Mcy,Mcz分别为弹体发动机产生的滚转控制力矩、偏航控制力矩和俯仰控制力矩。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述导弹助推段姿态控制模型为：
Figure FDA0002986052280000021
其中，状态向量
Figure FDA0002986052280000022
x2＝[ωz,ωy]T，控制输入u＝[Mcz,Mcy]T为发动机摆角产生的控制力矩，d1,d2为干扰项，b1,b2是非奇异的，
Figure FDA0002986052280000023
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述非线性干扰观测器包括：
对干扰项d1的非线性干扰观测器，表示为
Figure FDA0002986052280000024
对干扰项d2的非线性干扰观测器，表示为
Figure FDA0002986052280000025
其中，
Figure FDA0002986052280000026
和
Figure FDA0002986052280000027
分别为d2,
Figure FDA0002986052280000028
的估计值，q21和q22为辅助变量，
Figure FDA0002986052280000029
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，根据所述非线性干扰观测器输出的干扰估计值对所述导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩的方式包括：
Figure FDA0002986052280000031
其中，
Figure FDA0002986052280000032
c1为第一动态面，指令值
Figure FDA0002986052280000033
x2d为虚拟控制输入，c2为第二动态面，u为所述导弹助推段姿态控制模型的控制输入。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述导弹助推段姿态控制模型为摆角姿态控制模型；
根据所述导弹助推段姿态控制模型和所述期望控制力矩得到对应的导弹控制指令的方式包括：
计算摆角产生的控制力矩在导弹弹体上的分量，
Figure FDA0002986052280000034
其中，xg,yg,zg分别为弹体质心在弹体三个主轴的分量，Txb,Tyb,Tzb分别为发动机推力在弹体三个主轴的分量，lfP为发动机喷管摆心位置距弹体头部顶点的距离；
根据所述导弹助推段姿态控制模型的第一动态面、第二动态面和控制输入，得到预设的姿态角对应的控制力矩，根据得到的控制力矩得到控制指令，
Figure FDA0002986052280000035
Figure FDA0002986052280000041
其中，P为预设的发动机推力值，
Figure FDA0002986052280000042
为俯仰摆角，δψ为偏航摆角。
8.一种导弹助推段自适应动态面控制装置，其特征在于，所述装置包括：
干扰量估计模块，用于根据预设的导弹助推段姿态控制模型，使用非线性干扰估计技术得到对应的非线性干扰观测器；
控制律计算模块，用于根据所述导弹助推段姿态控制模型，使用动态面设计技术得到导弹助推段姿态控制律；
期望控制力矩计算模块，用于根据所述非线性干扰观测器输出的干扰估计值对所述导弹助推段姿态控制律进行修正，得到期望控制力矩；
姿态控制单元，用于根据所述导弹助推段姿态控制模型和所述期望控制力矩得到对应的导弹控制指令，使用所述导弹控制指令进行导弹姿态控制。
9.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至7中任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至7中任一项所述方法的步骤。
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