CN113341710A - 一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用，通过组合离散直接力模型，能够采用合理可行的方法消除抖振。本发明考虑绕弹体一圈脉冲发动机的组合模型，建立了组合离散直接力模型，相比直接力只能取到最大值和零的直接力模型，组合离散直接力模型有更多可选择的直接力大小，来适应敏捷转弯过程中不同时刻的不同跟踪误差，提高了控制精度，相比将直接力看作连续力的直接力模型，更贴近实际。本发明所提出的考虑组合离散直接力模型的导弹敏捷转弯复合控制律使得抖振被抑制。相比传统的滑模控制方法，考虑组合离散直接力模型的二阶滑模控制方法使得抖振被抑制。
Description
技术领域
本发明属于控制技术领域，具体涉及一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用。
背景技术
在敏捷转弯的过程中，仅仅依靠气动舵的舵面控制力不足以控制导弹的姿态，直接力/气动力复合控制是导弹敏捷转弯段普遍采用的方式，敏捷转弯的基本原理是通过在导弹头部或尾部远离导弹质心处安装脉冲发动机，产生直接力控制力矩，与气动舵产生的控制力矩一起快速改变导弹的姿态。现有的方案是使用传统的滑模控制方法，将气动舵作为等效控制，将直接力作为切换控制。
但是，现有直接力模型过于简单。现有的飞行器敏捷转弯复合控制律中，处理直接力模型一般有三种方法，一种是将直接力作为开关函数，即直接力只能取到最大值和零，这种方法的缺点是直接力模型过于简单，且容易造成抖振，另一种方法是将直接力作为连续力，但是直接力的产生机构是小型脉冲发动机，这种方法的缺点是不太贴近实际，第三种是使用纵向平面的脉冲发动机，产生的总的直接力为俯仰平面上单个脉冲发动机的直接力乘以所需要的脉冲发动机的个数，其直接力模型比第一种复杂，但是其只考虑俯仰平面的脉冲发动机，未考虑绕弹体一圈脉冲发动机的组合模型，使得其依然会产生大的振荡。
现有复合控制律或是未考虑抖振的抑制，或是采用将直接力看作连续力的方法来抑制抖振，后者的直接力模型不符合实际，或者说在实际中难以实现。抖振是极具危害性的。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用，通过组合离散直接力模型，能够采用合理可行的方法消除抖振。
为实现上述目的，本发明的一种飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，针对飞行器俯仰平面的敏捷转弯，包括如下步骤：
步骤1，建立组合离散直接力模型；
其中，脉冲发动机成对使用；每一对发动机关于所述俯仰平面对称，脉冲发动机产生的直接力的合力在所述俯仰平面上；将需要的直接力大小等效成单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力乘以所需的虚拟脉冲发动机的个数；使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成俯仰平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力；
步骤2，利用所述组合离散直接力模型，建立小攻角模型和大攻角模型；
步骤3，利用步骤2得到的小攻角模型和大攻角模型，建立复合控制律；
步骤4，结合具体应用场景确定复合控制律待设计参数的值；
步骤5，进行敏捷转弯复合控制率的性能检验，如果复合控制律的性能满足要求，则完成复合控制律的建立，否则返回步骤4调整所述待设计参数的值，并重新进行性能检验，直至满足要求，完成复合控制律的建立。
其中，所述步骤2中，所述小攻角模型如下：
其中，
是一阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，Cx是阻力系数，m是质量，P是发动机推力，α是攻角，uT是发动机开关，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，g是重力加速度，θ是弹道倾角，
是俯仰角，ωz是俯仰角速度，Cnα是升力系数，Cnδ是气动舵升力系数，|δ|≤δmax是气动舵舵偏角，δmax是气动舵能达到的最大舵偏角，L是特征长度，Cmα是俯仰力矩系数，Jz是转动惯量，Cmδ是气动舵力矩系数；
所述大攻角模型如下：
其中，CN为气动参数，LCP为飞行器质心到压心的距离，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离。
其中，所述步骤3中，所述复合控制律具体如下：
设计系统的滑模面为：
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，
是俯仰角跟踪误差，
是俯仰角，
是俯仰角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小攻角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmα是俯仰力矩系数，Jz是转动惯量，α是攻角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大攻角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jz/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数，所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取；
所述步骤4中，所述设定条件为
其中，
MR是小攻角模型和大攻角模型中的俯仰气动力矩，ε是任意正常数。
其中，所述步骤1中，产生的直接力的合力在弹体坐标系的y轴的分力Py和z轴方向上的分力Pz为：
本发明还提供了一种飞行器敏捷转弯复合控制律，针对飞行器俯仰平面，具体如下：
系统的滑模面为
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，
是俯仰角跟踪误差，
是俯仰角，
是俯仰角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小攻角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmα是俯仰力矩系数，Jz是转动惯量，α是攻角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大攻角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jz/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数；
所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取，复合控制律的各参数满足
其中，MR是小攻角模型和大攻角模型中的俯仰气动力矩，ε是任意正常数。
本发明提供了一种飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，针对飞行器侧向平面的敏捷转弯，包括如下步骤：
步骤1，建立组合离散直接力模型；
其中，脉冲发动机成对使用；每一对发动机关于所述侧向平面对称，脉冲发动机产生的直接力的合力在所述侧向平面上；将需要的直接力大小等效成单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力乘以所需的虚拟脉冲发动机的个数；使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成侧向平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力；
步骤2，利用所述组合离散直接力模型，建立小侧滑角模型和大侧滑角模型；
步骤3，利用步骤2得到的所述小侧滑角模型和大侧滑角模型，建立复合控制律；
步骤4，结合具体应用场景确定复合控制律待设计参数的值；
步骤5，进行敏捷转弯复合控制率的性能检验，如果复合控制律的性能满足要求，则完成复合控制律的建立，否则返回步骤4调整所述待设计参数的值，并重新进行性能检验，直至满足要求，完成复合控制律的建立。
其中，所述步骤2中，所述小侧滑角模型如下：
其中，
是一阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，Cx是阻力系数，m是质量，P是发动机推力，β是侧滑角，uT是发动机开关，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，g是重力加速度，ψV是弹道偏角，ψ是偏航角，ωy是偏航角速度，Cnβ是侧向力系数，Cnδ是气动舵侧向力系数，|δ|≤δmax是气动舵舵偏角，δmax是气动舵能达到的最大舵偏角，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是转动惯量，Cmδ是气动舵力矩系数；
所述大侧滑角模型如下：
其中，CN为气动参数，LCP为飞行器质心到压心的距离，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离。
其中，所述步骤3中，所述复合控制律具体如下：
设计系统的滑模面为：
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，eψ＝ψ-ψc是偏航角跟踪误差，ψ是偏航角，ψc是偏航角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小侧滑角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是转动惯量，β是侧滑角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大侧滑角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jy/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数，所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取；
所述步骤4中，所述设定条件为
其中，MR是小侧滑角模型和大侧滑角模型中的偏航气动力矩，ε是任意正常数。
本发明的一种飞行器敏捷转弯复合控制律，针对飞行器侧向平面，具体如下：
系统的滑模面为
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，eψ＝ψ-ψc是偏航角跟踪误差，ψ是偏航角，ψc是偏航角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小侧滑角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是转动惯量，β是侧滑角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大侧滑角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jy/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数；
所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取，复合控制律的各参数满足
其中，MR是小侧滑角模型和大侧滑角模型中的偏航气动力矩，ε是任意正常数。
本发明还提供了一种飞行器敏捷转弯复合控制律的应用，采用本发明的飞行器敏捷转弯复合控制律，对飞行器进行敏捷转弯控制，所述飞行器为导弹或运载火箭。
有益效果：
本发明复合控制律的建立方法中，考虑绕弹体一圈脉冲发动机的组合模型，建立了组合离散直接力模型，相比直接力只能取到最大值和零的直接力模型，组合离散直接力模型有更多可选择的直接力大小，来适应敏捷转弯过程中不同时刻的不同跟踪误差，提高了控制精度，相比将直接力看作连续力的直接力模型，更贴近实际。
本发明所提出的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，针对飞行器俯仰平面或侧向的敏捷转弯均适用。
本发明所提出的飞行器敏捷转弯复合控制律使得抖振被抑制。相比传统的滑模控制方法，考虑组合离散直接力模型的二阶滑模控制方法使得抖振被抑制。
本发明所提出的飞行器敏捷转弯复合控制律可以对导弹或运载火箭等飞行器进行敏捷转弯控制，直接力模型贴近实际，并且可以抑制抖振。
本发明所提出的考虑组合离散直接力模型的飞行器敏捷转弯复合控制律，可以针对飞行器俯仰平面或侧向的敏捷转弯进行控制。
附图说明
图1为本发明复合控制律的建立方法流程图。
图2为本发明的组合离散直接力模型示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明所提出的考虑组合离散直接力模型的飞行器敏捷转弯复合控制律使得抖振被抑制，相比直接力只能取到最大值和零的直接力模型，组合离散直接力模型有更多可选择的直接力大小，来适应敏捷转弯过程中不同时刻的不同跟踪误差(组合离散直接力模型一方面起到了提高控制精度的作用，另一方面起到了抑制抖振的作用)，一定程度上抑制了抖振。相比传统的滑模控制方法，考虑组合离散直接力模型的二阶滑模控制方法使得抖振被抑制，切换控制中的饱和函数起到了抖振抑制的作用，向下取整函数是针对所提出的组合离散直接力模型的特点进行设计的，也起到了抖振抑制的作用。
本发明复合控制律的建立方法流程图如图1所示，以针对飞行器俯仰平面的敏捷转弯为例，包括如下步骤：
第一步，建立组合离散直接力模型：
(1)脉冲发动机成对使用，每一对发动机关于弹体纵向平面对称，保证脉冲发动机产生的直接力的合力在俯仰平面上；
(2)将需要的直接力大小等效成单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力乘以所需的虚拟发动机的个数；
(3)使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成俯仰平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力。
如图2所示，产生的直接力的合力在弹体坐标系的y轴的分力Py和z轴方向上的分力Pz为：
式中：n为脉冲发动机启动个数，Pi为第i个脉冲发动机产生的直接力，i＝1，2，3…n，ηi为第i个脉冲发动机与y轴的夹角，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，是待设计的控制量。
第二步，建立考虑组合离散直接力的俯仰平面的动力学模型；
其中，飞行器考虑组合离散直接力的俯仰平面的小攻角模型如下：
式中：
是一阶微分，V是速度，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，P是发动机推力，g是重力加速度，uT是发动机开关，Cx是阻力系数，Cnα是升力系数，Cmα是俯仰力矩系数，Cnδ是气动舵升力系数，Cmδ是气动舵力矩系数，Sref是特征面积，L是特征长度，m是质量，Jz是针对俯仰平面的转动惯量，
是俯仰角，α是攻角，θ是弹道倾角，ωz是俯仰角速度，|δ|≤δmax是气动舵舵偏角，δmax是气动舵能达到的最大舵偏角，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离。
飞行器考虑组合离散直接力的俯仰平面的大攻角模型如下：
式中：CN为气动参数，LCP为飞行器质心到压心的距离。
并将气动舵等效为一阶惯性环节：
其中，Aδ为与气动舵响应时间有关的常数，是属于气动舵的一个环节，此常数是提前可以知道的，常数本身与控制律的设计无关。
第三步，建立考虑组合离散直接力模型的复合控制律，复合控制律具体如下：
设计系统的滑模面为
式中：χ是中间变量，
是俯仰角跟踪误差，
是俯仰角指令，H>0是待设计参数。
小攻角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分。
大攻角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
无论大攻角还是小攻角，切换控制公式为
其中，k0是中间变量，k0＝k1Jz/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数；
第四步，明确设计参数调整方法：
减小参数H>0将增加误差在滑模面上的收敛速度，增加参数k1,k2将增加到达滑模面的速度，但是过大将会削弱抖振抑制的效果，增加参数Δ将会增大抖振抑制的效果，但是过大会降低控制精度，并且各参数需满足
H>0，k2>1，其中，MR是小攻角模型和大攻角模型中的俯仰气动力矩，ε是任意正常数。这样才能满足滑模面的可达性，因此，需结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取具体设计参数。
第五步，飞行器敏捷转弯复合控制律的性能检验：
借助计算机数值仿真工具Matlab或Simulink进行敏捷转弯复合控制率的性能检验，如果复合控制律的性能满足要求，则设计结束，否则调整复合控制律的设计参数，并重新仿真进行性能检验。
本发明上述建立方法是针对俯仰平面，侧向平面与此类似。
本发明的飞行器敏捷转弯复合控制律，考虑了组合离散直接力模型，即考虑组合离散直接力模型的复合控制律，具体如下：
系统的滑模面为
小攻角模型下的等效控制公式为：
大攻角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jz/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数；
所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取，复合控制律的各参数满足
针对俯仰平面的敏捷转弯，在第二步中建立的是俯仰平面的动力学模型。俯仰平面的复合控制律可以类比到侧向平面，针对飞行器侧向平面的敏捷转弯，采用与针对飞行器俯仰平面的敏捷转弯相同方式的建立方法。具体变化如下：
所述步骤1中，脉冲发动机关于侧向平面对称，合力在侧向平面上；所述步骤2中，建立考虑组合离散直接力的侧向平面的小侧滑角模型和大侧滑角模型；所述步骤3中，攻角α改为侧滑角β，俯仰角
改为偏航角ψ，俯仰角控制量
改为偏航角控制量ψc，俯仰角跟踪误差
改为偏航角跟踪误差eψ＝ψ-ψc，俯仰力矩系数Cmα改为偏航力矩系数Cmβ；针对飞行器侧向平面的敏捷转弯，弹道倾角θ改为弹道偏角ψV，俯仰角速度ωz改为偏航角速度ωy，升力系数Cnα改为侧向力系数Cnβ；针对飞行器侧向平面的敏捷转弯，使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成侧向平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力；Jz改为针对侧向平面的转动惯量Jy；Cnδ含义由气动舵升力系数改为气动舵侧向力系数。
具体地，一种飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，针对飞行器侧向平面的敏捷转弯，包括如下步骤：
步骤1，建立组合离散直接力模型；
其中，脉冲发动机成对使用；每一对发动机关于所述侧向平面对称，脉冲发动机产生的直接力的合力在所述侧向平面上；将需要的直接力大小等效成单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力乘以所需的虚拟脉冲发动机的个数；使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成侧向平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力；
步骤2，利用组合离散直接力模型，建立考虑组合离散直接力的小侧滑角模型和大侧滑角模型；
步骤3，利用步骤2得到的所述模型，建立考虑组合离散直接力模型的复合控制律；
步骤4，在复合控制律的各参数满足设定条件时结合具体应用场景进行选取所述待设计参数的值；
步骤5，进行敏捷转弯复合控制率的性能检验，如果复合控制律的性能满足要求，则设计结束，否则返回步骤4调整所述待设计参数的值，并重新进行性能检验，直至满足要求，完成飞行器敏捷转弯复合控制律的建立。
其中，所述步骤2中，所述小侧滑角模型如下：
其中，
是一阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，Cx是阻力系数，m是质量，P是发动机推力，β是侧滑角，uT是发动机开关，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，g是重力加速度，ψV是弹道偏角，ψ是偏航角，ωy是偏航角速度，Cnβ是侧向力系数，Cnδ是气动舵侧向力系数，|δ|≤δmax是气动舵舵偏角，δmax是气动舵能达到的最大舵偏角，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是针对侧向平面的转动惯量，Cmδ是气动舵力矩系数。
其中，所述步骤2中，所述大侧滑角模型如下：
其中，CN为气动参数，LCP为飞行器质心到压心的距离，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离。
其中，所述步骤3中，所述复合控制律具体如下：
设计系统的滑模面为：
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，eψ＝ψ-ψc是偏航角跟踪误差，ψ是偏航角，ψc是偏航角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小侧滑角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是针对侧向平面的转动惯量，β是侧滑角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大侧滑角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jy/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数，所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取；
所述步骤4中，所述设定条件为
其中，MR是小侧滑角模型和大侧滑角模型中的偏航气动力矩，ε是任意正常数。
其中，产生的直接力的合力在弹体坐标系的y轴的分力Py和z轴方向上的分力Pz为：
本发明还提供了一种飞行器敏捷转弯复合控制律，针对飞行器侧向平面，具体如下：
系统的滑模面为
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，eψ＝ψ-ψc是偏航角跟踪误差，ψ是偏航角，ψc是偏航角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小侧滑角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是针对侧向平面的转动惯量，β是侧滑角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大侧滑角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jy/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数；
所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取，复合控制律的各参数满足
其中，MR是小侧滑角模型和大侧滑角模型中的偏航气动力矩，ε是任意正常数。
另外，本发明提供了一种飞行器敏捷转弯复合控制律的应用，本发明所述的飞行器敏捷转弯复合控制律，对飞行器进行敏捷转弯控制，所述飞行器为导弹或运载火箭。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，针对飞行器俯仰平面的敏捷转弯，包括如下步骤：
步骤1，建立组合离散直接力模型；
其中，脉冲发动机成对使用；每一对发动机关于所述俯仰平面对称，脉冲发动机产生的直接力的合力在所述俯仰平面上；将需要的直接力大小等效成单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力乘以所需的虚拟脉冲发动机的个数；使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成俯仰平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力；
步骤2，利用所述组合离散直接力模型，建立小攻角模型和大攻角模型；
步骤3，利用步骤2得到的小攻角模型和大攻角模型，建立复合控制律；
步骤4，结合具体应用场景确定复合控制律待设计参数的值；
步骤5，进行敏捷转弯复合控制率的性能检验，如果复合控制律的性能满足要求，则完成复合控制律的建立，否则返回步骤4调整所述待设计参数的值，并重新进行性能检验，直至满足要求，完成复合控制律的建立。
2.如权利要求1所述的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，所述步骤2中，所述小攻角模型如下：
其中，
是一阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，Cx是阻力系数，m是质量，P是发动机推力，α是攻角，uT是发动机开关，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，g是重力加速度，θ是弹道倾角，
是俯仰角，ωz是俯仰角速度，Cnα是升力系数，Cnδ是气动舵升力系数，|δ|≤δmax是气动舵舵偏角，δmax是气动舵能达到的最大舵偏角，L是特征长度，Cmα是俯仰力矩系数，Jz是转动惯量，Cmδ是气动舵力矩系数；
所述大攻角模型如下：
其中，CN为气动参数，LCP为飞行器质心到压心的距离，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离。
3.如权利要求1或2任意一项所述的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，所述步骤3中，所述复合控制律具体如下：
设计系统的滑模面为：
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，
是俯仰角跟踪误差，
是俯仰角，
是俯仰角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小攻角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmα是俯仰力矩系数，Jz是转动惯量，α是攻角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大攻角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jz/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数，所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取；
所述步骤4中，所述设定条件为
其中，
MR是小攻角模型和大攻角模型中的俯仰气动力矩，ε是任意正常数。
4.如权利要求1-3任意一项所述的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，所述步骤1中，产生的直接力的合力在弹体坐标系的y轴的分力Py和z轴方向上的分力Pz为：
5.一种飞行器敏捷转弯复合控制律，其特征在于，针对飞行器俯仰平面，具体如下：
系统的滑模面为
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，
是俯仰角跟踪误差，
是俯仰角，
是俯仰角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小攻角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmα是俯仰力矩系数，Jz是转动惯量，α是攻角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大攻角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jz/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数；
所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取，复合控制律的各参数满足
其中，MR是小攻角模型和大攻角模型中的俯仰气动力矩，ε是任意正常数。
6.一种飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，针对飞行器侧向平面的敏捷转弯，包括如下步骤：
步骤1，建立组合离散直接力模型；
其中，脉冲发动机成对使用；每一对发动机关于所述侧向平面对称，脉冲发动机产生的直接力的合力在所述侧向平面上；将需要的直接力大小等效成单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力乘以所需的虚拟脉冲发动机的个数；使飞行器一圈脉冲发动机组合产生的合力等效成侧向平面上的虚拟脉冲发动机产生的合力；
步骤2，利用所述组合离散直接力模型，建立小侧滑角模型和大侧滑角模型；
步骤3，利用步骤2得到的所述小侧滑角模型和大侧滑角模型，建立复合控制律；
步骤4，结合具体应用场景确定复合控制律待设计参数的值；
步骤5，进行敏捷转弯复合控制率的性能检验，如果复合控制律的性能满足要求，则完成复合控制律的建立，否则返回步骤4调整所述待设计参数的值，并重新进行性能检验，直至满足要求，完成复合控制律的建立。
7.如权利要求6所述的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，所述步骤2中，所述小侧滑角模型如下：
其中，
是一阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，Cx是阻力系数，m是质量，P是发动机推力，β是侧滑角，uT是发动机开关，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，g是重力加速度，ψV是弹道偏角，ψ是偏航角，ωy是偏航角速度，Cnβ是侧向力系数，Cnδ是气动舵侧向力系数，|δ|≤δmax是气动舵舵偏角，δmax是气动舵能达到的最大舵偏角，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是转动惯量，Cmδ是气动舵力矩系数；
所述大侧滑角模型如下：
其中，CN为气动参数，LCP为飞行器质心到压心的距离，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离。
8.如权利要求6或7所述的飞行器敏捷转弯复合控制律的建立方法，其特征在于，所述步骤3中，所述复合控制律具体如下：
设计系统的滑模面为：
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，eψ＝ψ-ψc是偏航角跟踪误差，ψ是偏航角，ψc是偏航角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小侧滑角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是转动惯量，β是侧滑角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大侧滑角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jy/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数，所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取；
所述步骤4中，所述设定条件为
其中，MR是小侧滑角模型和大侧滑角模型中的偏航气动力矩，ε是任意正常数。
9.一种飞行器敏捷转弯复合控制律，其特征在于，针对飞行器侧向平面，具体如下：
系统的滑模面为
式中：
是一阶微分，χ是中间变量，eψ＝ψ-ψc是偏航角跟踪误差，ψ是偏航角，ψc是偏航角控制量，S是滑模面，H是待设计参数，H>0；
小侧滑角模型下的等效控制公式为：
其中，δc为气动舵舵偏角控制量，
是二阶微分，Q＝ρV2/2是动压，ρ是空气密度，V是速度，Sref是特征面积，L是特征长度，Cmβ是偏航力矩系数，Jy是转动惯量，β是侧滑角，Cmδ是气动舵力矩系数；
大侧滑角模型下的等效控制公式为：
δc＝0
切换控制公式为：
其中，uR为所需的虚拟脉冲发动机的个数，k0是中间变量，k0＝k1Jy/(HPRCSLRCS),k1>0,k2>1，k1、k2是待设计参数，PRCS为单个虚拟脉冲发动机产生的常值直接力，LRCS是脉冲发动机到飞行器质心的距离，floor(·)为向下取整函数；
其中，sat(·)是饱和函数，Δ是待设计参数；
所述待设计参数的值结合具体应用场景进行数值仿真实验来选取，复合控制律的各参数满足
其中，MR是小侧滑角模型和大侧滑角模型中的偏航气动力矩，ε是任意正常数。
10.一种飞行器敏捷转弯复合控制律的应用，其特征在于，采用如权利要求5或9所述的飞行器敏捷转弯复合控制律，对飞行器进行敏捷转弯控制，所述飞行器为导弹或运载火箭。
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| CN202110559045.2A CN113341710B (zh) | 2021-05-21 | 2021-05-21 | 一种飞行器敏捷转弯复合控制方法和应用 |
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