基于誤差反饋的自導(dǎo)飛行裝置自動控制系統(tǒng)設(shè)計

鄧 異，周 勇

(中國人民解放軍91640部隊，廣東 湛江524064)

0 引 言

自導(dǎo)飛行裝置是通過自動化的控制系統(tǒng)，實現(xiàn)自主導(dǎo)引和飛行控制的飛行器，常見的自導(dǎo)飛行裝置主要是導(dǎo)彈，隨著自動化控制技術(shù)的發(fā)展，對自導(dǎo)飛行裝置的飛行穩(wěn)定性和控制健壯性提出了更高的要求，通過優(yōu)化控制，提高飛行穩(wěn)定性的同時，提高對目標(biāo)的命中率，研究自導(dǎo)飛行裝置的自動化控制方法，在艦載導(dǎo)彈的控制設(shè)計中具有重要的應(yīng)用價值［1］。

對艦載導(dǎo)彈這類自導(dǎo)飛行裝置控制過程中，受到飛行擾動和干擾磁場等因素的影響，導(dǎo)致艦載導(dǎo)彈的飛行穩(wěn)定性不好，需要研究優(yōu)化的自導(dǎo)飛行裝置自動控制系統(tǒng)，結(jié)合控制律的優(yōu)化設(shè)計，提高自導(dǎo)飛行裝置自動控制的自適應(yīng)性和環(huán)境適應(yīng)性［2-3］。對此，本文提出基于誤差反饋的自導(dǎo)飛行裝置自動控制系統(tǒng)設(shè)計方法。采用誤差反饋和末端姿態(tài)視覺參數(shù)識別方法，構(gòu)建自導(dǎo)飛行裝置的控制參數(shù)采集模型，結(jié)合對自導(dǎo)飛行裝置的運動學(xué)和力學(xué)模型分析，建立自導(dǎo)飛行裝置的運動學(xué)方程，采用慣導(dǎo)誤差反饋和自適應(yīng)補(bǔ)償方法，建立自導(dǎo)飛行裝置控制系統(tǒng)的控制律［4］。通過末端姿態(tài)調(diào)整和多傳感信息跟蹤融合方法，實現(xiàn)對自導(dǎo)飛行裝置的模糊控制算法設(shè)計。最后進(jìn)行系統(tǒng)的硬件設(shè)計和測試，展示了本文方法在提高自導(dǎo)飛行裝置自動控制能力方面的優(yōu)越性能。

1 自導(dǎo)飛行器控制對象模型和運動學(xué)分析

1.1 自導(dǎo)飛行器控制對象模型

其中，θ為自導(dǎo)飛行裝置的彈道傾角，速度矢量（Ox2軸）與水平面間的夾角；?為自導(dǎo)飛行裝置的俯仰角，導(dǎo)彈的縱軸（Ox1軸）與水平面（Oxy平面）間的夾角；α為自導(dǎo)飛行裝置的攻角；x，y為自導(dǎo)飛行裝置質(zhì)心位置；ωx、ωy為自導(dǎo)飛行裝置分別繞體坐標(biāo)系Ox1、Oy1軸的角速度；δz為自導(dǎo)飛行裝置的俯仰舵偏角；e1為自導(dǎo)飛行裝置的系統(tǒng)誤差；m為自導(dǎo)飛行裝置質(zhì)量；X，Y為作用在自導(dǎo)飛行裝置的阻力、升力、側(cè)向力；Mz為自導(dǎo)飛行裝置的俯仰力矩；Jz為自導(dǎo)飛行裝置繞體坐標(biāo)系各軸的轉(zhuǎn)動慣量；Jxy為自導(dǎo)飛行裝置的旋轉(zhuǎn)體坐標(biāo)系Oz1的慣性積；為自導(dǎo)飛行裝置的投影；為自導(dǎo)飛行裝置在鉛垂面Ox2y2內(nèi)沿彈道法線（Ox2軸）上投影，稱法向加速度為自導(dǎo)飛行裝置的體坐標(biāo)系Ox1y1z1軸上的分量。

1.2 導(dǎo)彈射程預(yù)測

根據(jù)自導(dǎo)飛行裝置的飛行特點，自導(dǎo)飛行裝置彈道可以分為S-轉(zhuǎn)彎彈道、搜索彈道和航向校正等飛行控制模式，自導(dǎo)飛行裝置的航向角偏差此時可以忽略自導(dǎo)飛行裝置的縱向飛行的航向角偏差，得到自導(dǎo)飛行裝置射程為:

采用解析法求取模型參數(shù)，在小擾動約束下，得到自導(dǎo)飛行裝置的航向角偏差時，有:

其中:

根據(jù)末端姿態(tài)的視覺信息參數(shù)分析方法，進(jìn)行自導(dǎo)飛行裝置末端姿態(tài)偏移的空間規(guī)劃，航向校正飛行段的預(yù)測射程:

建立自導(dǎo)飛行裝置誤差反饋跟蹤融合控制模型，根據(jù)自導(dǎo)飛行裝置的彈道分布，得到滑翔段的預(yù)測射程為:

與此同時，群眾文化的參與人數(shù)比較多、涉及的內(nèi)容比較廣泛，群眾文化活動的開展能夠使人民群眾在輕松、愉悅的氛圍中，提升自身的文化素養(yǎng)，還可以有效地減輕生活、工作中的壓力[2]。

根據(jù)射程預(yù)測結(jié)果，建立自導(dǎo)飛行裝置的運動學(xué)方程，采用慣導(dǎo)誤差反饋和自適應(yīng)補(bǔ)償方法，建立自導(dǎo)飛行裝置控制系統(tǒng)的控制律［6］。

2 控制律設(shè)計及收斂性分析

結(jié)合自導(dǎo)飛行裝置規(guī)劃和操作運動規(guī)劃模型，得到自導(dǎo)飛行裝置控制律，采用誤差反饋和穩(wěn)定性調(diào)節(jié)的方法，構(gòu)建非線性自適應(yīng)反演積分控制模型［7］，構(gòu)建參數(shù)調(diào)整和自適應(yīng)規(guī)劃模型，結(jié)合自導(dǎo)飛行裝置末端姿態(tài)偏移，得到俯仰角度跟蹤誤差:

根據(jù)慣性誤差反饋方法，構(gòu)建自導(dǎo)飛行裝置的自適應(yīng)參數(shù)調(diào)節(jié)模型，得到自導(dǎo)飛行裝置的俯仰角誤差:

引入解析法和尋優(yōu)控制方法，得到自導(dǎo)飛行裝置末端姿態(tài)調(diào)節(jié)的穩(wěn)定函數(shù)為:

其中，c1、λ1均大于0。同時，為增強(qiáng)自導(dǎo)飛行裝置的航向抗魯棒性，引入積分項ζ1，定義導(dǎo)彈可靠性控制的積分項

采用聯(lián)合參數(shù)尋優(yōu)識別的方法，得到自導(dǎo)飛行裝置射程內(nèi)的角速度跟蹤誤差為:

聯(lián)合求解可得:

選擇Lyapunov函數(shù)進(jìn)行穩(wěn)定性分析，表示為:

采用積分控制，對Lyapunov函數(shù)進(jìn)求導(dǎo):

采用聯(lián)合參數(shù)尋優(yōu)，構(gòu)建自導(dǎo)飛行裝置聯(lián)合控制律，求導(dǎo)得到:

有:

根據(jù)Lyapunov穩(wěn)定性判據(jù)，得到:

求導(dǎo):

構(gòu)建自導(dǎo)飛行裝置末端姿態(tài)偏移控制的測量模型，代入有:

為獲得期望的穩(wěn)定特性，通過末端姿態(tài)調(diào)整和多傳感信息跟蹤融合方法，選擇舵角參考輸入?yún)?shù)，結(jié)合空間參數(shù)聯(lián)合尋優(yōu)，得到自導(dǎo)飛行裝置末端姿態(tài)控制模型:

其中，當(dāng)?＝±90°時，m（cos?+Vω2）＝0。 構(gòu)建導(dǎo)彈控制的自適應(yīng)律為:

代入自適應(yīng)律，采用聯(lián)合參數(shù)尋優(yōu)，得到:

根據(jù)收斂性判斷，可知:

綜上分析，實現(xiàn)對自導(dǎo)飛行裝置的可靠性控制，根據(jù)收斂性判斷，得到設(shè)計的自導(dǎo)飛行裝置控制律是漸進(jìn)收斂的［8-10］。

3 系統(tǒng)硬件設(shè)計與實現(xiàn)

采用集成DSP芯片作為自導(dǎo)飛行裝置控制系統(tǒng)的集成處理器，結(jié)合嵌入式和集成電路設(shè)計方法，實現(xiàn)自導(dǎo)飛行裝置自動化控制系統(tǒng)設(shè)計，系統(tǒng)主要有自導(dǎo)飛行裝置控制信號信息采集模塊、集成控制模塊、AD模塊、上位機(jī)通信模塊、復(fù)位電路模塊以及人機(jī)交互接口模塊等，通過模塊化電路設(shè)計方法，實現(xiàn)對自導(dǎo)飛行裝置自動控制系統(tǒng)的集成設(shè)計?？刂葡到y(tǒng)的設(shè)計結(jié)構(gòu)如圖1所示。

根據(jù)圖1的設(shè)計結(jié)構(gòu)，采用集成電路設(shè)計，在DC-DC轉(zhuǎn)換器中構(gòu)建自導(dǎo)飛行裝置控制輸出終端，得到系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖1 系統(tǒng)設(shè)計結(jié)構(gòu)框架Fig.1 System design framework

圖2 控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)Fig.2 Hardware structure of control system

4 系統(tǒng)測試

為了驗證本文設(shè)計系統(tǒng)的可靠性，進(jìn)行實驗測試，設(shè)定控制結(jié)構(gòu)參數(shù)λ1＝1，λ2＝1，c1＝2，c2＝2，自適應(yīng)調(diào)節(jié)系數(shù)δ＾0＝-15，模糊度參數(shù)ε1＝0.1，控制指令傳輸?shù)臅r長為120 s，根據(jù)上述參數(shù)設(shè)定，進(jìn)行導(dǎo)彈控制仿真測試，得到俯仰角跟蹤控制輸出曲線如圖3所示。

圖3 俯仰角跟蹤控制輸出曲線Fig.3 Output curve of pitch angle tracking control

分析圖3得知，本文方法進(jìn)行導(dǎo)彈控制的跟蹤性能較好，測試角速度參數(shù)控制效能，得到結(jié)果如圖4所示。

分析圖4得知，本文方法進(jìn)行導(dǎo)彈控制的角速度輸出穩(wěn)定性較好，測試輸出誤差，得到測試結(jié)果如圖5所示。

圖4 角速度參數(shù)控制結(jié)果Fig.4 Angular velocity parameter control results

分析圖5得知，本文方法進(jìn)行自導(dǎo)飛行裝置控制的誤差收斂性較好，跟蹤誤差能快速收斂到0，提高了控制的魯棒性和穩(wěn)定性。

圖5 控制誤差測試Fig.5 Control error test

5 結(jié)束語

本文提出基于誤差反饋的自導(dǎo)飛行裝置自動控制系統(tǒng)設(shè)計方法。構(gòu)建自導(dǎo)飛行裝置的控制參數(shù)采集模型，根據(jù)自導(dǎo)飛行裝置的飛行特點，進(jìn)行自導(dǎo)飛行裝置末端姿態(tài)偏移的空間規(guī)劃，建立自導(dǎo)飛行裝置的運動學(xué)方程，采用慣導(dǎo)誤差反饋和自適應(yīng)補(bǔ)償方法，構(gòu)建自導(dǎo)飛行裝置控制系統(tǒng)的控制律，實現(xiàn)控制系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計。研究得知，本文設(shè)計的自導(dǎo)飛行裝置控制的穩(wěn)定性較好，誤差較低。