一种迅捷弹箭多源力组合控制方法技术

本发明专利技术提出了一种迅捷弹箭多源力组合控制方法，能够提高导弹的敏捷转弯性能，减小转弯半径，缩短转弯时间，减小能量消耗，降低产品成本。本发明专利技术控制方法中增加了新的控制方式，设计了新的几何构型，设计了新的敏捷转弯过程，建立了新的动力学模型，设计了新的控制器，从控制方式、几何构型、动力学模型、控制器上，为提高导弹敏捷转弯性能奠定了基础。为提高导弹敏捷转弯性能奠定了基础。为提高导弹敏捷转弯性能奠定了基础。

【技术实现步骤摘要】
一种迅捷弹箭多源力组合控制方法


[0001]本专利技术涉及导弹动力学建模与控制
，具体涉及一种迅捷弹箭多源力组合控制方法。

技术介绍

[0002]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。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、不确定性的动态补偿问题等。
[0003]近年来对敏捷导弹的研究均是基于领域内广泛使用的动力学模型，在算法策略上来追求敏捷转弯的性能，这些都一定程度上提高了敏捷转弯的性能，但是再进一步提高敏捷转弯的性能受限于其几何构型和动力学模型约束，并且控制算法上追求的性能往往会增加直接力装置的能量消耗，增加了产品的成本。此外，控制算法上追求的性能往往需要更大的可用俯仰角速度，但是实际工程中弹体及其部件会对容许的最大俯仰角速度提出约束。
[0004]另外，近年来，降落伞系统已经广泛应用于航空、航天和武器工业领域，例如航天器回收、航天员应急逃生、作战装备精确空投和空地弹药稳定减速等。
[0005]对伞物系统/伞弹系统的研究主要集中在无控伞物/伞弹系统的动力学建模、表观质量影响、以及初始状态、各种干扰对无控系统轨迹的影响，也有少部分研究柔性可控圆伞的可控机理。当考虑伞的主动控制时，物/弹一般只考虑其受到的重力，其所建立的模型是基于牛顿欧拉法或柯希霍夫法所建立的以伞为主体的单刚体模型，不能准确地描述导弹的运动状态。
[0006]传统伞物系统/伞弹系统主要是借助降落伞对导弹的减速、减旋作用，未发现将降落伞应用到导弹大机动领域。

技术实现思路

[0007]有鉴于此，本专利技术提出了一种迅捷弹箭多源力组合控制方法，能够提高导弹的敏捷转弯性能，减小转弯半径，缩短转弯时间，减小能量消耗，降低产品成本。
[0008]为实现上述目的，本专利技术的技术方案为：
[0009]一种迅捷弹箭多源力组合控制方法，包括如下步骤：
[0010]设计迅捷弹箭的几何构型，其中，考虑一类柔性可控圆伞，安装在传统敏捷导弹尾部，O
b
为导弹质心，O
p
为伞质心，O
t
为导弹尾部截面中心，O
b
X
b
Y
b
为弹体坐标系，O
p
X
p
Y
p
为伞体坐标系；
[0011]设计迅捷弹箭的敏捷转弯过程；
[0012]给出伞施加给导弹的柔性力的量化描述方法；
[0013]建立迅捷弹箭敏捷转弯全过程的动力学模型；
[0014]建立迅捷弹箭敏捷转弯控制对象的状态方程，得到迅捷弹箭敏捷转弯全过程的多
源力组合控制器；其中，控制对象的状态方程建立中，设计弹道倾角通道的控制器以及俯仰通道的控制器；
[0015]设置多源力组合控制器参数，利用多源力组合控制器解算控制指令；
[0016]对迅捷弹箭进行控制，判断状态量是否达到预期值，若是则完成敏捷转弯，否则重新解算控制指令并进行控制，直至状态量达到预期值。
[0017]其中，所述设计迅捷弹箭的敏捷转弯过程，具体如下：
[0018]迅捷弹箭敏捷转弯初始时刻，弹箭构型所述迅捷弹箭的几何构型，控制力包括气动舵的气动力、柔性可控圆伞的柔性力、以及直接力装置的直接力，定义此阶段为迅捷弹箭敏捷转弯过程的第一阶段；
[0019]当导弹俯仰角达到设定值时，抛掉降落伞，弹箭构型为传统敏捷导弹的几何构型，控制力包括气动舵的气动力、直接力装置的直接力，定义此阶段为迅捷弹箭敏捷转弯过程的第二阶段；
[0020]当导弹攻角达到设定值时，点火增速发动机，控制力包括气动舵的气动力、直接力装置的直接力以及增速发动机的推力，定义此阶段为迅捷弹箭敏捷转弯过程的第三阶段。
[0021]其中，建立迅捷弹箭敏捷转弯第一阶段控制对象的状态方程以及第二、三阶段控制对象的状态方程，得到迅捷弹箭敏捷转弯全过程的多源力组合控制器；其中，第一阶段控制对象的状态方程建立中，设计弹道倾角通道的控制器以及俯仰通道的控制器；第二、三阶段控制对象的状态方程建立中，设计俯仰通道的控制器。
[0022]其中，给出伞施加给导弹的柔性力的量化描述方法为：
[0023]将柔性可控圆形伞未变形时产生的对导弹起减速作用效果的力与通过绳索收放产生的操纵力之和等效为柔性可控圆形伞产生的与导弹速度反向延长线的夹角η不超过η
max
的一个可控柔性力，且η
max
的值与柔性可控圆伞通过绳索收放产生操纵力的能力相关；
[0024]定义伞施加给导弹的柔性力的大小为
[0025][0026]式中：d
p
为伞的名义直径；C
p
为柔性力系数；Q是导弹动压。
[0027]其中，建立迅捷弹箭敏捷转弯全过程的动力学模型，具体如下：
[0028]在传统敏捷导弹的动力学模型的基础上，增加所述的柔性力及其产生的柔性力矩，按设计的三个阶段，建立迅捷弹箭敏捷转弯全过程的动力学模型为：
[0029][0030]式中：V是导弹速度；Q＝ρV2/2是导弹动压；ρ是空气密度；T是增速发动机推力；u
T
∈{0,1}是增速发动机点火开关；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
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是导弹特征长度；m是导弹质量；I是导弹转动惯量；θ是导弹俯仰角；α是导弹攻角；γ是导弹弹道倾角；q是导弹俯仰角速度；X、Y是导弹质心坐标；|δ|≤δ
max
是气动舵舵偏角；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；F
p
是伞提供的可控柔性力；u
p
∈{0,1}是降落伞抛掉开关；|η|≤η
max
是可控柔性力与弹体速度反向延长线的夹角；η
max
是可控柔性力与弹体速度反向延长线能达到的最大夹角；M是由弹体攻角产生的恢复力矩
[0031][0032]式中：C
m
是导弹由攻角产生的力矩气动参数；C
N
为大攻角下导弹法向气动参数；L
CP
为导弹质心到压心的距离；
[0033]依据设计的迅捷弹箭敏捷转弯过程，降落伞抛掉开关与增速发动机点火开关分别为
[0034][0035][0036]式中：θ0为预先设定值，当θ>θ0时抛掉降落伞；α0为预先设定值，当α本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种迅捷弹箭多源力组合控制方法，其特征在于，包括如下步骤：设计迅捷弹箭的几何构型，其中，考虑一类柔性可控圆伞，安装在传统敏捷导弹尾部，O
b
为导弹质心，O
p
为伞质心，O
t
为导弹尾部截面中心，O
b
X
b
Y
b
为弹体坐标系，O
p
X
p
Y
p
为伞体坐标系；设计迅捷弹箭的敏捷转弯过程；给出伞施加给导弹的柔性力的量化描述方法；建立迅捷弹箭敏捷转弯全过程的动力学模型；建立迅捷弹箭敏捷转弯控制对象的状态方程，得到迅捷弹箭敏捷转弯全过程的多源力组合控制器；其中，控制对象的状态方程建立中，设计弹道倾角通道的控制器以及俯仰通道的控制器；设置多源力组合控制器参数，利用多源力组合控制器解算控制指令；对迅捷弹箭进行控制，判断状态量是否达到预期值，若是则完成敏捷转弯，否则重新解算控制指令并进行控制，直至状态量达到预期值。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述设计迅捷弹箭的敏捷转弯过程，具体如下：迅捷弹箭敏捷转弯初始时刻，弹箭构型所述迅捷弹箭的几何构型，控制力包括气动舵的气动力、柔性可控圆伞的柔性力、以及直接力装置的直接力，定义此阶段为迅捷弹箭敏捷转弯过程的第一阶段；当导弹俯仰角达到设定值时，抛掉降落伞，弹箭构型为传统敏捷导弹的几何构型，控制力包括气动舵的气动力、直接力装置的直接力，定义此阶段为迅捷弹箭敏捷转弯过程的第二阶段；当导弹攻角达到设定值时，点火增速发动机，控制力包括气动舵的气动力、直接力装置的直接力以及增速发动机的推力，定义此阶段为迅捷弹箭敏捷转弯过程的第三阶段。3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，建立迅捷弹箭敏捷转弯第一阶段控制对象的状态方程以及第二、三阶段控制对象的状态方程，得到迅捷弹箭敏捷转弯全过程的多源力组合控制器；其中，第一阶段控制对象的状态方程建立中，设计弹道倾角通道的控制器以及俯仰通道的控制器；第二、三阶段控制对象的状态方程建立中，设计俯仰通道的控制器。4.如权利要求1
‑
3任意一项所述的方法，其特征在于，给出伞施加给导弹的柔性力的量化描述方法为：将柔性可控圆形伞未变形时产生的对导弹起减速作用效果的力与通过绳索收放产生的操纵力之和等效为柔性可控圆形伞产生的与导弹速度反向延长线的夹角η不超过η
max
的一个可控柔性力，且η
max
的值与柔性可控圆伞通过绳索收放产生操纵力的能力相关；定义伞施加给导弹的柔性力的大小为式中：d
p
为伞的名义直径；C
p
为柔性力系数；Q是导弹动压。5.如权利要求3所述的方法，其特征在于，建立迅捷弹箭敏捷转弯全过程的动力学模型，具体如下：在传统敏捷导弹的动力学模型的基础上，增加所述的柔性力及其产生的柔性力矩，按
设计的三个阶段，建立迅捷弹箭敏捷转弯全过程的动力学模型为：式中：V是导弹速度；Q＝ρV2/2是导弹动压；ρ是空气密度；T是增速发动机推力；u
T
∈{0,1}是增速发动机点火开关；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
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是导弹特征长度；m是导弹质量；I是导弹转动惯量；θ是导弹俯仰角；α是导弹攻角；γ是导弹弹道倾角；q是导弹俯仰角速度；X、Y是导弹质心坐标；|δ|≤δ
max
是气动舵舵偏角；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
...

【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：