基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法
【专利摘要】基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法，属于飞行器控制领域。本发明解决了现有的姿态控制设计方法无法同时解决模型非线性和控制输入混杂特性的问题。本发明的技术要点为：建立直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型和直接侧向力模型，并通过对气动特性的分析，将非线性动力学模型转化为分段仿射模型；利用分段仿射模型和混合逻辑动态模型的等价性，并考虑控制输入的混杂特性，建立了复合控制导弹混合逻辑动态模型；基于混合逻辑动态模型，设计显式模型预测控制律，确定气动舵控制规律及姿控发动机开启规律。本发明方法适用于飞行器制导控制领域。
【专利说明】基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹 姿态控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法，尤其涉及基于混 杂预测控制的复合导弹姿态控制方法，属于飞行器控制领域。
【背景技术】
[0002] 随着目标机动能力的增强，为了实现对目标的有效拦截，要求导弹具有较快的过 载响应速度。传统的纯气动力控制导弹由于受到过载响应速度的限制，已经无法满足对高 机动目标精确拦截的要求。采用直接侧向力和气动力复合控制技术是提高导弹过载响应速 度的有效途径，但直接侧向力的引入使得导弹制导控制系统的设计难度增加，主要体现在 如下两个方面：一是直接侧向力和气动力产生复杂的耦合，使得导弹动力学模型的非线性 和不确定性增加；二是直接侧向力的离散特性，使得控制设计模型具有明显的混杂特性。这 两点给导弹姿态控制设计带来了新的挑战，传统姿态控制设计方法没有同时解决上述两个 问题。目前关于直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制设计的方法大多采用两步法，首先， 利用非线性控制方法设计非线性姿态控制律，得到控制力矩指令；然后，选取一定的性能指 标，通过优化求解，得到气动力矩指令和直接侧向力力矩指令，实现气动力和直接侧向力的 指令分配。该方法由于很难考虑直接侧向力和气动力动态特性的差异，控制效果欠佳，应用 范围受到限制。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是提供姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法，以解决 现有的姿态控制设计方法无法同时解决模型非线性和控制输入混杂特性的问题。本发明为 解决上述技术问题采取的技术方案是：
[0004] 本发明所述的基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控 制方法，是按照以下步骤实现的：
[0005] 步骤一、建立直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型和直接侧向力模 型，并推导俯仰方向直接侧向力的表达式，将导弹非线性动力学模型转化为分段仿射模 型；
[0006] 其中，所建立的直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型过程如下：
[0007] 将导弹所受重力和气动力分别在弹道坐标系上表示，得到导弹质心运动的动力学 方程如下
【权利要求】
1.基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法，其特征在 于所述方法是按照以下步骤实现的： 步骤一、建立直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型和直接侧向力模型，并 推导俯仰方向直接侧向力的表达式，将导弹非线性动力学模型转化为分段仿射模型； 其中，所建立的直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型过程如下： 将导弹所受重力和气动力分别在弹道坐标系上表示，得到导弹质心运动的动力学方程 如下
其中m为导弹质量，P为导弹尾部主发动机推力，g为重力加速度，Xa、Ya和Za为导弹所 受气动力在速度坐标系上的三个分量，分别是阻力、升力和侧向力，其正方向分别与速度坐 标系三个轴的正方向一致；V表示导弹质心运动速度，a，P分别为攻角和侧滑角，0，Vv 分别为弹道倾角和弹道偏角，YvS速度倾斜角；为导弹所受直接侧向力在弹道坐 标系上的三个分量； 假定弹体坐标系与弹体惯性主轴重合，即Jxy =Jyz =Jzx = 〇,得到弹体坐标系中的导 弹绕质心转动的动力学方程如下
其中?1!￡、叉和上分别为导弹对弹体坐标系三个轴的转动惯量，《x，《 y，分别为弹体 坐标系相对地面坐标系的转动角速度《在弹体坐标系三个轴上的分量，1!￡、1^和Mz分别为 作用于导弹上所有外力对质心的力矩在弹体坐标系各轴上的分量;Mx、My和Mz表不为
式中M^Mey和Mez分别为作用于导弹的气动力矩在弹体坐标系各轴上的分量， 分别为作用于导弹的直接侧向力矩在弹体坐标系各轴上的分量； 考虑侧向喷流干扰效应，同时点燃若干姿控脉冲发动机产生的直接侧向力合力和合力 矩在弹体坐标系上的表示为
其中，为喷流干扰推力放大因子，，为喷流干扰力矩放大因子，Fyl，Fzl，Myl，Mzl为标称直接侧向力合力和合力矩在弹体坐标系上的表示； 根据公式（1)至（4)推导出攻角、侧滑角和弹体角速度动态方程；
其中，Q为动压，S为特征面积，L为特征长度，C「.Cf,Cf.Cf,〃C 为气动 参数，c；为单位攻角对应的法向过载系数，为单位升降舵偏角对应的法向过载系数，Cf 为单位侧滑角对应的侧向过载系数，Cf为单位方向舵偏角对应的侧向过载系数，<为偏航 静稳定导数，为方向舵操纵效率，为偏航阻尼力矩系数，< 为俯仰静稳定导数，A4 为升降舵操纵效率，为俯仰阻尼力矩系数，Sy，Sz分别为方向舵和升降舵的偏转角；式 (5)-(6)即为复合控制导弹的姿态控制模型； 步骤二、引入逻辑变量，构造复合控制导弹完整混合逻辑动态模型； 步骤三、设计复合导弹姿态控制律，确定气动控制律和姿控发动机开启规律。
2.根据权利要求1所述的基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹 姿态控制方法，其特征在于：建立步骤一所述的直接侧向力模型的具体过程为： 直接侧向力由固定安装于弹体质心前方的姿控脉冲发动机组产生，共有180个姿控脉 冲发动机错位排布，沿弹体纵轴分成10圈，每圈18个姿控脉冲发动机环绕弹体排列；同一 圈内相邻的姿控脉冲发动机间隔圆心角为20°，令i表示圈的编号，i= 1，2,…，10,j表 示姿控脉冲发动机在每圈内的编号，j= 1，2,…，18 ;第i圈姿控脉冲发动机喷口圆心的连 线形成的截面与弹体质心的距离为Ii，相邻两圈间距为A1 ;假设姿控脉冲发动机在无自由 流时产生的稳态推力SFm，对于编号为（i，j)的姿控脉冲发动机产生的标称直接侧向力在 弹体坐标系中的表示为
相应地，直接侧向力矩在弹体坐标系上的表示为
其中，当i为奇数时，= 2 ;当i为偶数时，=I; 同时点燃若干姿控脉冲发动机产生的标称直接侧向力合力和合力矩在弹体坐标系上 的表示为
其中，jM，ju，…，Lnl表示第1圈点燃的姿控脉冲发动机的圈内编号，nl表示第1圈点 燃的姿控脉冲发动机数量，依此类推；式（9)-(10)即为复合控制导弹的直接侧向力模型。
3.根据权利要求2所述的基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹 姿态控制方法，其特征在于步骤一中所述的推导俯仰方向直接侧向力的表达式的具体过程 为： 奇数圈内编号为（i，l)，（i，2)，（i，3)，（i，17)，（i，18)的姿控脉冲发动机产生的直接 侧向力在Oy1轴上的分量表示成向量
偶数圈内编号为（i，l)，（i，2)，（i，17)，（i，18)的姿控脉冲发动机产生的直接侧向力 在Oy1轴上的分量表示成向量
设第i圈姿控脉冲发动机产生的直接侧向力为Fi，要求
则当奇数圈脉冲发动机点火时，有
每一控制周期，姿态控制系统按照一定的控制律从G+UfT中选择一个控制力作为控 制输入。
4.根据权利要求3所述的基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹 姿态控制方法，其特征在于步骤一中所述的将导弹非线性动力学模型转化为分段仿射模型 的具体过程为：结合该直接侧向力和气动力复合控制导弹的总体参数表，由式（5)-?)，得 到导弹俯仰通道的非线性姿态控制模型为
选取系统状系
控制量
；选取系统输出为y= 〇 ;得到非 线性模型的状态空间描述如下
其中，
上式中，气动参数，喷流干扰放大因子心都和攻角a有关； 分别以〇=-21.25°，-8.75°，0°，8.75°，21.25°作为分界点，分成六个分区，在 每一段内，利用小偏差线性化的方法将姿态控制模型分段线性化； 得到的分段仿射模型如下：
C = [I 0] 其中，i= 1，2,…，6,分别对应六个分区； 取采样周期Ts = 0. 025s，结合气动参数与攻角的关系，得到离散的姿态控制系统状态 空间表达式为
k表示第k时刻，式（22)即为复合控制导弹分段仿射模型。
5.根据权利要求4所述的基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹 姿态控制方法，其特征在于步骤二所述的构造复合控制导弹完整混合逻辑动态模型的具体 过程为： 引入逻辑变量SiQOe{0，1}，1 = 1，2，?，6来描述分段仿射模型中的各分界点，它 们满足如下对应关系
式（23)可转化成等价的混合逻辑不等式约束：
其中，Hi1 = -〇? 16,M1 = 0? 90,m2 = -〇? 377,M2 = 0? 683,m3 = -〇? 53,M3 = 0? 53,m4 =-0? 683,M4 = 0? 377,m5 = -0? 90,M5 = 0? 16，e=KT6 ; 同时，还需引入辅助逻辑变量
Mk)e{0，l}，i= 6,…，9,并且满足 则S1,S6,S7,S8,S9,I-S5分别对应分段仿射模型的六个分区； 将式（25)表述成混合逻辑不等式约束：
引入辅助连续变量Zi (k)，i= 1，2,…，6,从而将分段仿射模型的每一段分区条件与相 应的状态空间表达式统一起来，这些辅助连续变量如下
仰方向直接侧向力取值集合为
其中，y。为攻角指令，y(k+i/k)为攻角预测值，N为预测时域，Qy是输出跟踪项的加权 矩阵，R是控制输入项的加权矩阵； 利用混合整数二次规划方法及Matlab软件求解上述优化问题，即得到到气动控制律 和姿控发动机开启规律，直接侧向力和气动力的分配通过调整加权矩阵Qy和R实现。
【文档编号】G05D1/08GK104267733SQ201410578127
【公开日】2015年1月7日 申请日期:2014年10月25日 优先权日:2014年10月25日
【发明者】赵昱宇, 杨宝庆, 姚郁, 贺风华, 陈松林, 马杰 申请人:哈尔滨工业大学