一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法与流程

本发明属于飞行控制技术领域，具体涉及一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法，适用于采用四个扰流片进行控制的潜射导弹。

背景技术：

潜艇发射自卫防空导弹武器系统是世界各国竞相发展的新型防空武器装备。目前，潜射导弹朝着大水深，高动态方向发展。为满足导弹大水深发射要求，采用扰流片控制方式，通过安装在导弹尾部的扰流片偏转产生力矩控制导弹运动。由于扰流片本身特点，采用扰流片控制的导弹将存在通道交叉耦合。同时由于海洋中存在洋流、暗流、波浪等恶劣环境，导弹在水下运动干扰较大。这些通道耦合和干扰不利于姿态的精确控制。目前试验手段无法获得导弹在水中的弹性模态频率，无法针对性的进行弹性振动抑制，存在导弹失控的风险。

目前采用扰流片控制的潜射导弹的应用较少，并且针对该类型导弹姿态控制方法的研究较少，因此当前对潜射导弹进行姿态控制时，通常采用滑膜变结构、最优控制或者反馈线性化等控制方法。采用现有控制方法进行姿态控制时，算法比较复杂，对硬件要求较高，工程实现困难。

技术实现要素：

本发明解决的问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法。

本发明采用抗干扰姿态控制方案，把扰流片控制带来的交叉耦合和大水深环境干扰作为扰动来处理，通过全局自适应调参，提高稳定控制回路的鲁棒性，实现对上述扰动的抑制，保证导弹的通道稳定并具备良好的响应性能；采用陷波滤波器对敏感元件测量得到的角速度中的弹性振动信号进行抑制，充分考虑水下弹性振动不确定性和复杂性，对陷波滤波器的参数进行优化设计，保证系统具有较高的相位裕度时实现较好的滤波效果。

本发明的技术解决方案是：一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法，包括如下步骤：

(1)获取导弹俯仰通道姿态、导弹偏航通道姿态指令、导弹俯仰角速度和导弹偏航角速度；

(2)对步骤(1)中的导弹角速度进行滤波处理，得到滤波后的角速度；

(3)根据步骤(1)中的导弹俯仰通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的俯仰角速度确定俯仰通道舵指令；

(4)根据步骤(1)中的导弹偏航通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的偏航角速度确定偏航通道舵指令；

(5)根据步骤(3)-(4)中分别得到的俯仰通道舵指令和偏航通道舵指令确定扰流片偏转角指令；

(6)根据步骤(5)中得到的扰流片偏转角指令驱动扰流片偏转。

进一步，所述步骤(2)中对导弹角速度进行滤波处理的计算公式为：

其中，wz为导弹俯仰角速度，wy为导弹偏航角速度，xp为滤波处理后的俯仰角速度，xy为滤波处理后的偏航角速度，wz_1为前一拍导弹俯仰角速度，wz_2为前两拍导弹俯仰角速度，wy_1为前一拍导弹偏航角速度，wy_2为前两拍导弹偏航角速度，xp_1为前一拍滤波处理后的俯仰角速度，xp_2为前两拍滤波处理后的俯仰角速度，xy_1为前一拍滤波处理后的偏航角速度，xy_2为前两拍滤波处理后的偏航角速度。其中，a0、a1、a2、b0、b1和b2是陷波滤波器参数，为预先设定的定值。

进一步，所述步骤(3)中俯仰通道舵指令的计算公式为：

其中，thetac为导弹俯仰通道姿态指令，kp1和kp2为预先设定的定值增益，qp和zp为计算中间变量，dp为俯仰通道舵指令。

进一步，所述偏航通道舵指令的计算公式为：

其中，psic为导弹偏航通道姿态指令，ky1和ky2为预先设定的定值增益，qy和zy为计算中间变量，dy为偏航通道舵指令。

进一步，所述步骤(5)中扰流片偏转角指令的计算公式为：

其中，d1、d2、d3和d4分别为导弹四个扰流片偏转角指令。

进一步，所述步骤(1)中俯仰通道姿态指令和偏航通道姿态指令为根据导弹的速度、位置、姿态以及与射击目标之间的距离得到的。

进一步，所述步骤(1)中导弹角速度为通过预置敏感元件测量得到的。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明在俯仰通道和偏航通道分别完成姿态控制的同时，通过采用抗干扰姿态控制方案，提高了控制回路的鲁棒性，保证了导弹的通道稳定并具备良好的响应性能。通过在控制回路中加入陷波滤波器，实现了对弹性振动的抑制，避免了由于弹性振动对姿态控制性能的影响。同时，该控制方法算法复杂度较低，更加易于工程实现。

附图说明

图1为本发明所提供的一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法的流程示意图；

图2为本发明所提供的一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法的控制原理示意图一；

图3为本发明所提供的一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法的控制原理示意图二。

具体实施方式

本发明方法的流程框图如图1所示，控制原理示意图如图2和图3所示，下面结合图2和图3的控制原理图对本发明作详细阐述：

如图2所示，首先，制导指令解算单元获取导弹的俯仰通道姿态指令和偏航通道姿态指令，分别发送给俯仰通道和偏航通道，其中，俯仰通道姿态指令是俯仰通道中实际俯仰角与其期望值之差，偏航通道姿态指令是偏航通道中实际偏航角与其期望值之差，俯仰通道姿态指令和偏航通道姿态指令是制导指令解算单元根据导弹的速度、位置、姿态以及与射击目标之间的距离等信息解算出来的；敏感元件单元测量导弹的角速度，其中，敏感元件单元可以直接测量得到角速度和过载信息，并以数字量或模拟量的形式发送给俯仰通道和偏航通道，角速度包括俯仰角速度和偏航角速度。

然后俯仰通道依据制导指令解算单元输出的姿态指令和敏感元件单元测量得到的俯仰角速度计算出俯仰通道舵指令；偏航通道依据制导指令解算单元输出的姿态指令和敏感元件单元测量得到的偏航角速度计算出偏航通道舵指令；

最后将俯仰通道舵指令和偏航通道舵指令送给通道舵指令处理单元，解算出四个扰流片偏转角指令驱动舵面偏转，从而达到控制导弹飞行的目的。

在本发明的一个实施例中，如图3所示，预先根据导弹飞行速度、飞行高度、动压，调整增益kp1、kp2、ky1、ky2的大小，最后确定一组使导弹稳定飞行的最优值增益。

下面对具体工作流程进行详细阐述：

(1)按照下述公式对导弹角速度进行滤波处理：

在上式中，wz为导弹俯仰角速度，wy为导弹偏航角速度，xp为滤波处理后的俯仰角速度，xy为滤波处理后的偏航角速度，wz_1为前一拍导弹俯仰角速度，wz_2为前两拍导弹俯仰角速度，wy_1为前一拍导弹偏航角速度，wy_2为前两拍导弹偏航角速度，xp_1为前一拍滤波处理后的俯仰角速度，xp_2为前两拍滤波处理后的俯仰角速度，xy_1为前一拍滤波处理后的偏航角速度，xy_2为前两拍滤波处理后的偏航角速度。其中，a0、a1、a2、b0、b1和b2是陷波滤波器参数，为预先设定的定值。

(2)按照下述公式计算俯仰通道舵指令：

qp＝kp1×thetac

zp＝kp2×xp

dp＝qp+zp

在上式中，thetac为导弹俯仰通道姿态指令，kp1和kp2为预先设定的定值增益，qp和zp为计算中间变量，dp为俯仰通道舵指令。

(3)按照下述公式计算偏航通道舵指令：

qy＝ky1×psic

zy＝ky2×xy

dy＝qy+zy

在上式中，psic为导弹偏航通道姿态指令，ky1和ky2为预先设定的定值增益，qy和zy为计算中间变量，dy为偏航通道舵指令。

(4)将俯仰通道舵指令dp和偏航通道舵指令dy发送给通道舵指令处理单元，按照下述公式计算四个扰流片偏转角指令：

在上式中，d1、d2、d3和d4分别为导弹四个扰流片偏转角指令。

(5)通过四个扰流片偏转角指令分别驱动四个扰流片偏转，从而达到控制导弹飞行的目的。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。