多约束导引控制一体化的自适应鲁棒滑模设计方法
发布时间：2022-02-11 16:23
在攻击机动目标的末制导段,为使舰炮制导炮弹能够同时满足攻击角、视线角速率测量受限、执行器控制饱和等多项约束,基于自适应鲁棒控制与动态面滑模设计了一种导引控制一体化设计方法.首先,在纵平面内,建立了弹体的导引控制一体化设计模型.然后,设计扩张状态观测器迅速准确地估计出视线角速率与目标机动等未知干扰.其次,运用自适应指数趋近律设计了非奇异终端滑模,以确保视线角跟踪误差与视线角速率在有限时间内收敛至零.进而,结合自适应鲁棒项构造动态面滑模与虚拟控制量用以镇定串级系统并削弱变结构项的抖振.进一步地,通过设计自适应Nussbaum增益函数,较好地补偿了由舵机偏转受限引入的控制饱和非线性问题.运用Lyapunov稳定性理论严谨地证明了终端视线角跟踪误差、视线角速率的有限时间收敛性,以及系统的一致最终有界性.仿真实验表明,所提出的设计方法能够使舰炮制导炮弹在打击具有不同机动形式的目标时,均具备较好的导引控制性能.
【文章来源】：哈尔滨工业大学学报. 2020,52(12)北大核心EICSCD
【文章页数】：10 页
【部分图文】：
弹目相对运动关系
设定acT=3sign[sin(t/4)](m/s2),结果见表5与如图4所示.表5 工况2仿真实验结果Tab.5 Simulation results of operating condition 2 情况 方法 脱靶量/m 命中时间/s 攻击角误差/(°) 标称 ARSMDS 0.21 15.19 0.16 ADSC 0.65 15.52 0.56 摄动20% ARSMDS 0.26 15.23 0.23 ADSC 1.12 15.95 0.96
图4(a)为弹目运动轨迹,两种设计方法都可以令弹体命中作正弦机动的目标,通过分析表5可知,ARSMDS在ESO与自适应鲁棒项的调控下,降低了气动参数摄动的不利影响,提升了制导系统性能.法向加速度的仿真曲线在图4(b)中描述,ASDC受气动参数摄动等不确定性干扰的影响较大,致使其加速度峰值较大、收敛速率缓慢,并且存在抖振发散的现象,而ARSMDS使弹体能够较好地适应气动参数在一定范围内的摄动,制导系统具备良好的鲁棒性.图4(c)展示了准攻角的变化曲线,由于设计并采用了ESO、自适应鲁棒项等有效措施,ARSMDS准攻角的变化范围较小、变化趋势平缓,这有利于弹体在末制导段的稳定飞行.观察图4(d),在不确定性干扰的影响下,ASDC舵偏峰值与变化范围都比较大,而ARSMDS通过引入自适应Nussbaum增益函数,妥善地处理了由舵偏受限诱发的控制饱和非线性.视线角与视线角速率的变化情况在图4(e)～图4(f)中描绘,ARSMDS可以令终端视线角跟踪误差在7 s后保持稳定的收敛状态,充分体现出“定理1”的正确性.图4(f)～图4(i)表明ESO具有良好的观测性能与鲁棒性,即使在气动参数摄动范围较大的工况下也能够快速准确地观测出视线角速率与综合干扰项,为ARSMDS提供了准确的必要反馈信息,使弹体具备足够的可用过载,进一步提升了制导系统性能与战技指标.5 结 论
【参考文献】：
期刊论文
[1]滚转舰炮制导炮弹的空间多约束导引与控制一体化设计[J]. 姜尚,田福庆,孙世岩,梁伟阁. 航空学报. 2019(10)
[2]基于滑模观测器的鲁棒变结构一体化导引控制律[J]. 杨靖,王旭刚,王中原,常思江. 兵工学报. 2017(02)
[3]舰炮制导弹药发展研究[J]. 孙世岩,朱惠民,宋歆,徐迅之. 火力与指挥控制. 2016(12)
[4]Backstepping design of missile guidance and control based on adaptive fuzzy sliding mode control[J]. Ran Maopeng,Wang Qing,Hou Delong,Dong Chaoyang. Chinese Journal of Aeronautics. 2014(03)
[5]Adaptive Dynamic Surface Control for Integrated Missile Guidance and Autopilot[J]. Ming-Zhe Hou Guang-Ren Duan Center for Control Theory and Guidance Technology, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, PRC. International Journal of Automation & Computing. 2011(01)
本文编号：3620591
【文章来源】：哈尔滨工业大学学报. 2020,52(12)北大核心EICSCD
【文章页数】：10 页
【部分图文】：
弹目相对运动关系
设定acT=3sign[sin(t/4)](m/s2),结果见表5与如图4所示.表5 工况2仿真实验结果Tab.5 Simulation results of operating condition 2 情况 方法 脱靶量/m 命中时间/s 攻击角误差/(°) 标称 ARSMDS 0.21 15.19 0.16 ADSC 0.65 15.52 0.56 摄动20% ARSMDS 0.26 15.23 0.23 ADSC 1.12 15.95 0.96
图4(a)为弹目运动轨迹,两种设计方法都可以令弹体命中作正弦机动的目标,通过分析表5可知,ARSMDS在ESO与自适应鲁棒项的调控下,降低了气动参数摄动的不利影响,提升了制导系统性能.法向加速度的仿真曲线在图4(b)中描述,ASDC受气动参数摄动等不确定性干扰的影响较大,致使其加速度峰值较大、收敛速率缓慢,并且存在抖振发散的现象,而ARSMDS使弹体能够较好地适应气动参数在一定范围内的摄动,制导系统具备良好的鲁棒性.图4(c)展示了准攻角的变化曲线,由于设计并采用了ESO、自适应鲁棒项等有效措施,ARSMDS准攻角的变化范围较小、变化趋势平缓,这有利于弹体在末制导段的稳定飞行.观察图4(d),在不确定性干扰的影响下,ASDC舵偏峰值与变化范围都比较大,而ARSMDS通过引入自适应Nussbaum增益函数,妥善地处理了由舵偏受限诱发的控制饱和非线性.视线角与视线角速率的变化情况在图4(e)～图4(f)中描绘,ARSMDS可以令终端视线角跟踪误差在7 s后保持稳定的收敛状态,充分体现出“定理1”的正确性.图4(f)～图4(i)表明ESO具有良好的观测性能与鲁棒性,即使在气动参数摄动范围较大的工况下也能够快速准确地观测出视线角速率与综合干扰项,为ARSMDS提供了准确的必要反馈信息,使弹体具备足够的可用过载,进一步提升了制导系统性能与战技指标.5 结 论
【参考文献】：
期刊论文
[1]滚转舰炮制导炮弹的空间多约束导引与控制一体化设计[J]. 姜尚,田福庆,孙世岩,梁伟阁. 航空学报. 2019(10)
[2]基于滑模观测器的鲁棒变结构一体化导引控制律[J]. 杨靖,王旭刚,王中原,常思江. 兵工学报. 2017(02)
[3]舰炮制导弹药发展研究[J]. 孙世岩,朱惠民,宋歆,徐迅之. 火力与指挥控制. 2016(12)
[4]Backstepping design of missile guidance and control based on adaptive fuzzy sliding mode control[J]. Ran Maopeng,Wang Qing,Hou Delong,Dong Chaoyang. Chinese Journal of Aeronautics. 2014(03)
[5]Adaptive Dynamic Surface Control for Integrated Missile Guidance and Autopilot[J]. Ming-Zhe Hou Guang-Ren Duan Center for Control Theory and Guidance Technology, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, PRC. International Journal of Automation & Computing. 2011(01)
本文编号：3620591
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