一种迅捷弹箭的动力学建模与姿态控制方法技术

本发明专利技术公开了一种迅捷弹箭的动力学建模与姿态控制方法，在敏捷导弹的基础上添加柔性可控的降落伞，将敏捷转弯过程划分为两个阶段；综合考虑降落伞柔性、可控的特点及其动力学特性，以导弹为研究主体建立了与敏捷导弹不同的动力学模型。相比于单刚体模型，本发明专利技术的几何构型、动力学模型可以帮助姿态控制器更好地解算真实转弯过程，为提高敏捷转弯性能奠定了基础。在得到动力学模型后，本发明专利技术基于非奇异终端滑模面、双幂次趋近律、扩张状态观测器设计了迅捷弹箭的姿态控制器，保证在内外干扰下的姿态控制器仍具有较高的鲁棒性和跟踪性能。能。能。

【技术实现步骤摘要】
一种迅捷弹箭的动力学建模与姿态控制方法


[0001]本专利技术涉及新概念武器、导弹动力学控制
，具体涉及一种迅捷弹箭的动力学建模与姿态控制方法。

技术介绍

[0002]近年来，对导弹敏捷转弯的研究集中在直接力气动力复合控制系统的实现问题、控制分配问题、跟踪误差收敛速度问题和不确定性的动态补偿问题。传统敏捷导弹进行敏捷转弯的基本原理是通过在导弹头部远离导弹质心处安装直接力喷流装置，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。目前对敏捷导弹的研究均基于领域内广泛使用的动力学模型，在算法策略上来优化敏捷转弯的性能，更好地控制姿态。虽然这种方法有一定的优化效果，但是受限于敏捷导弹的几何构型和动力学模型约束，而且会增加直接力装置的能量消耗和产品成本。此外，这种方法对俯仰角速度的上限要求更高，而实际工程中弹体及其部件会对最大俯仰角速度有约束要求。
[0003]目前关于导弹与降落伞的结合，只针对降落伞对导弹的减速作用，不包含机动过程、姿态控制方面的研究；关于减速作用的研究重点为降落伞，忽略导弹的自由度和受力情况，且这种研究预设降落伞无控的，即使预设导弹是受控的，其受力情况也只考虑重力，精确度低。建模时，现有技术方案采用牛顿欧拉法、柯希霍夫法，得到的是单刚体模型，无法准确地模拟降落伞在运动过程中的形态变化，忽略了降落伞的柔性特征，因此不能用于精确的姿态控制，只能粗略地模拟降落伞对导弹的减速作用。
[0004]因此，目前亟需一种敏捷转弯过程中的建模及姿态控制方法，能够提高导弹的敏捷转弯性能，减小能量消耗，降低产品成本。

技术实现思路

[0005]有鉴于此，本专利技术提供了一种迅捷弹箭的动力学建模与姿态控制方法，能够提高敏捷转弯性能，减小转弯半径，缩短转弯时间，并减小能量消耗、降低产品成本。
[0006]实现本专利技术的技术方案为：
[0007]一种迅捷弹箭的动力学建模与姿态控制方法，迅捷弹箭包括敏捷导弹和柔性可控的降落伞，其动力学建模与姿态控制步骤为：
[0008]根据降落伞与迅捷弹箭的连接关系，将敏捷转弯过程分为第一阶段和第二阶段；第一阶段为初始时刻到进入第二阶段的前一时刻，在第一阶段时降落伞与敏捷导弹连接；第二阶段为第一阶段的后一时刻至最后时刻，降落伞与敏捷导弹断开且增速发动机点火。
[0009]根据降落伞由伞绳收缩产生的柔性可控力、无控力和动力学特性，弹的受力情况和动力学特性，建立第一阶段时迅捷弹箭的动力学模型，第二阶段的动力学模型为敏捷导弹没有降落伞的自身的动力学模型；根据动力学模型建立姿态跟踪误差的状态方程，设计姿态控制器。
[0010]预设姿态控制器的参数，采用设计好的姿态控制器解算姿态控制矢量；采用姿态
控制矢量调整迅捷弹箭的俯仰角，判断俯仰角是否达到期望俯仰角，是则完成敏捷转弯，否则继续解算姿态控制矢量。
[0011]进一步的，迅捷弹箭在第二阶段的动力学模型为：
[0012][0013]其中，V
b
是导弹速度；Q
b
是导弹动压；T是增速发动机推力；u
T
是增速发动机开关；C
x
是导弹阻力气动参数；C
nα
是导弹由攻角产生的升力气动参数；C
nδ
是导弹由气动舵产生的升力气动参数；C
mα
是导弹由攻角产生的力矩气动参数；C
mδ
是导弹由气动舵产生的力矩气动参数；g是重力加速度；S
b
是导弹特征面积；L
b
是导弹特征长度；m
b
是导弹质量；I
b
是导弹转动惯量；θ
b
是导弹俯仰角；α
b
是导弹攻角；γ
b
是导弹弹道倾角；q
b
是导弹俯仰角速度；x
b
是导弹质心横坐标，y
b
是导弹质心纵坐标；δ是气动舵舵偏角且|δ|≤δ
max
，δ
max
是气动舵能达到的最大舵偏角；F
R
是直接力喷流装置的最大推力；L
R
是直接力喷流装置到导弹质心的距离；C
Nb
为导弹气动参数；L
CPb
为导弹质心到压心的距离。
[0014]进一步的，建立迅捷弹箭在第一阶段的动力学模型的具体方式为：
[0015]采用拉格朗日法建立第一阶段的动力学模型，其表达式为：
[0016][0017]式中，X＝[x
b
，y
b
，θ
b
，θ
p
]T
为广义坐标矢量，其中x
b
为导弹质心横坐标，y
b
为导弹质心纵坐标、θ
b
为导弹俯仰角，θ
p
为伞俯仰角；矩阵A为由A
ij
(i，j＝1，2，3，4)构成的4
×
4矩阵，A
ij
的表达式为：
[0018]A
11
＝m
b
+m
p
+a
11
cos2θp+a
22
sin2θ
p
[0019]A
12
＝a
11
cosθ
p
sinθ
p
‑
a
22
sinθ
p
cosθ
p
[0020]A
13
＝m
p
l
tb
sinθ
b
+a
11
l
tb
cosθ
p
sin(θ
b
‑
θ
p
)+a
22
l
tb
sinθ
p
cos(θ
b
‑
θ
p
)
[0021]A
14
＝m
p
l
pt
sinθ
p
+a
22
l
pt
sinθ
p
[0022]A
21
＝a
11
sinθ
p
cosθ
p
‑
a
22
cosθ
p
sinθ
p
[0023]A
22
＝m
b
+m
p
+a
11
sin2θ
p
+a
22
cos2θ
p
[0024]A
23
＝a
11
l
tb
sinθ
p
sin(θ
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种迅捷弹箭的动力学建模与姿态控制方法，其特征在于，迅捷弹箭包括敏捷导弹和柔性可控的降落伞，其动力学建模与姿态控制步骤为：根据降落伞与迅捷弹箭的连接关系，将敏捷转弯过程分为第一阶段和第二阶段；第一阶段为初始时刻到进入第二阶段的前一时刻，在第一阶段时降落伞与敏捷导弹连接；第二阶段为第一阶段的后一时刻至最后时刻，降落伞与敏捷导弹断开且增速发动机点火；根据降落伞由伞绳收缩产生的柔性可控力、无控力和动力学特性，弹的受力情况和动力学特性，建立第一阶段时迅捷弹箭的动力学模型，第二阶段的动力学模型为敏捷导弹没有降落伞的自身的动力学模型；根据动力学模型建立姿态跟踪误差的状态方程，设计姿态控制器；预设姿态控制器的参数，采用设计好的姿态控制器解算姿态控制矢量；采用姿态控制矢量调整迅捷弹箭的俯仰角，判断俯仰角是否达到期望俯仰角，是则完成敏捷转弯，否则继续解算姿态控制矢量。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，迅捷弹箭在第二阶段的动力学模型为：其中，V
b
是导弹速度；Q
b
是导弹动压；T是增速发动机推力；u
T
是增速发动机开关；C
x
是导弹阻力气动参数；C
nα
是导弹由攻角产生的升力气动参数；C
nδ
是导弹由气动舵产生的升力气动参数；C
mα
是导弹由攻角产生的力矩气动参数；C
mδ
是导弹由气动舵产生的力矩气动参数；g是重力加速度；S
b
是导弹特征面积；L
b
是导弹特征长度；m
b
是导弹质量；I
b
是导弹转动惯量；θ
b
是导弹俯仰角；α
b
是导弹攻角；γ
b
是导弹弹道倾角；q
b
是导弹俯仰角速度；x
b
是导弹质心横坐标，y
b
是导弹质心纵坐标；δ是气动舵舵偏角且|δ|≤δ
max
，δ
max
是气动舵能达到的最大舵偏角；F
R
是直接力喷流装置的最大推力；L
R
是直接力喷流装置到导弹质心的距离；C
Nb
为导弹气
动参数；L
CPb
为导弹质心到压心的距离。3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，建立迅捷弹箭在第一阶段的动力学模型的具体方式为：采用拉格朗日法建立第一阶段的动力学模型，其表达式为：式中，X＝[x
b
，y
b
，θ
b
，θ
p
]
T
为广义坐标矢量，其中x
b
为导弹质心横坐标，y
b
为导弹质心纵坐标、θ
b
为导弹俯仰角，θ
p
为伞俯仰角；矩阵A为由A
ij
(i，j＝1，2，3，4)构成的4
×
4矩阵，A
ij
的表达式为：A
11
＝m
b
+m
p
+a
11
cos2θ
p
+a
22
sin2θ
p
A
12
＝a
11
cosθ
p
sinθ
p
‑
a
22
sinθ
p
cosθ
p
A
13
＝m
p
l
tb
sinθ
b
+a
11
l
tb
cosθ
p
sin(θ
b
‑
θ
p
)+a
22
l
tb
sinθ
p
cos(θ
b
‑
θ
p
)A
14
＝m
p
l
pt
sinθ
p
+a
22
l
pt
sinθ
p
A
21
＝a
11
sinθ
p
cosθ
p
‑
a
22
cosθ
p
sinθ
p
A
22
＝m
b
+m
p
+a
11
sin2θ
p
+a
22
cos2θ
p
A
23
＝a
11
l
tb
sinθ
p
sin(θ
b
‑
θ
p
)
‑
m
p
l
tb
cosθ
b
‑
a
22
l
tb
cosθ
p
cos(θ
b
‑
θ
p
)A
24
＝
‑
m
p
l
p
tcosθ
p
‑
a
22
l
pt
cosθ
p
A
31
＝m
p
+a
11
l
tb
sin(θ
b
‑
θ
p
)cosθ
p
+a
22
l
tb
cos(θ
b
‑
θ
p
)sinθ
p
A
32
＝
‑
m
p
+a
11
l
tb
sin(θ
b
‑
θ
p
)sinθ
p
‑
a
22
l
tb
cos(θ
b
‑
θ
p
)cosθ
p
A
34
＝m
p
l
pt
l
tb
cos(θ
p
‑
θ
b
)+a
22
l
pt
l
tb
cos(θ
b
‑
θ
p
)A<...

【专利技术属性】
技术研发人员：于剑桥，赵新运，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：