多約束導引控制一體化的自適應魯棒滑模設計方法
發(fā)布時間：2022-02-11 16:23
在攻擊機動目標的末制導段,為使艦炮制導炮彈能夠同時滿足攻擊角、視線角速率測量受限、執(zhí)行器控制飽和等多項約束,基于自適應魯棒控制與動態(tài)面滑模設計了一種導引控制一體化設計方法.首先,在縱平面內,建立了彈體的導引控制一體化設計模型.然后,設計擴張狀態(tài)觀測器迅速準確地估計出視線角速率與目標機動等未知干擾.其次,運用自適應指數趨近律設計了非奇異終端滑模,以確保視線角跟蹤誤差與視線角速率在有限時間內收斂至零.進而,結合自適應魯棒項構造動態(tài)面滑模與虛擬控制量用以鎮(zhèn)定串級系統(tǒng)并削弱變結構項的抖振.進一步地,通過設計自適應Nussbaum增益函數,較好地補償了由舵機偏轉受限引入的控制飽和非線性問題.運用Lyapunov穩(wěn)定性理論嚴謹地證明了終端視線角跟蹤誤差、視線角速率的有限時間收斂性,以及系統(tǒng)的一致最終有界性.仿真實驗表明,所提出的設計方法能夠使艦炮制導炮彈在打擊具有不同機動形式的目標時,均具備較好的導引控制性能.
【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學學報. 2020,52(12)北大核心EICSCD
【文章頁數】：10 頁
【部分圖文】：
彈目相對運動關系
設定acT=3sign[sin(t/4)](m/s2),結果見表5與如圖4所示.表5 工況2仿真實驗結果Tab.5 Simulation results of operating condition 2 情況 方法 脫靶量/m 命中時間/s 攻擊角誤差/(°) 標稱 ARSMDS 0.21 15.19 0.16 ADSC 0.65 15.52 0.56 攝動20% ARSMDS 0.26 15.23 0.23 ADSC 1.12 15.95 0.96
圖4(a)為彈目運動軌跡,兩種設計方法都可以令彈體命中作正弦機動的目標,通過分析表5可知,ARSMDS在ESO與自適應魯棒項的調控下,降低了氣動參數攝動的不利影響,提升了制導系統(tǒng)性能.法向加速度的仿真曲線在圖4(b)中描述,ASDC受氣動參數攝動等不確定性干擾的影響較大,致使其加速度峰值較大、收斂速率緩慢,并且存在抖振發(fā)散的現象,而ARSMDS使彈體能夠較好地適應氣動參數在一定范圍內的攝動,制導系統(tǒng)具備良好的魯棒性.圖4(c)展示了準攻角的變化曲線,由于設計并采用了ESO、自適應魯棒項等有效措施,ARSMDS準攻角的變化范圍較小、變化趨勢平緩,這有利于彈體在末制導段的穩(wěn)定飛行.觀察圖4(d),在不確定性干擾的影響下,ASDC舵偏峰值與變化范圍都比較大,而ARSMDS通過引入自適應Nussbaum增益函數,妥善地處理了由舵偏受限誘發(fā)的控制飽和非線性.視線角與視線角速率的變化情況在圖4(e)～圖4(f)中描繪,ARSMDS可以令終端視線角跟蹤誤差在7 s后保持穩(wěn)定的收斂狀態(tài),充分體現出“定理1”的正確性.圖4(f)～圖4(i)表明ESO具有良好的觀測性能與魯棒性,即使在氣動參數攝動范圍較大的工況下也能夠快速準確地觀測出視線角速率與綜合干擾項,為ARSMDS提供了準確的必要反饋信息,使彈體具備足夠的可用過載,進一步提升了制導系統(tǒng)性能與戰(zhàn)技指標.5 結 論
【參考文獻】：
期刊論文
[1]滾轉艦炮制導炮彈的空間多約束導引與控制一體化設計[J]. 姜尚,田福慶,孫世巖,梁偉閣. 航空學報. 2019(10)
[2]基于滑模觀測器的魯棒變結構一體化導引控制律[J]. 楊靖,王旭剛,王中原,常思江. 兵工學報. 2017(02)
[3]艦炮制導彈藥發(fā)展研究[J]. 孫世巖,朱惠民,宋歆,徐迅之. 火力與指揮控制. 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)
本文編號：3620591
【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學學報. 2020,52(12)北大核心EICSCD
【文章頁數】：10 頁
【部分圖文】：
彈目相對運動關系
設定acT=3sign[sin(t/4)](m/s2),結果見表5與如圖4所示.表5 工況2仿真實驗結果Tab.5 Simulation results of operating condition 2 情況 方法 脫靶量/m 命中時間/s 攻擊角誤差/(°) 標稱 ARSMDS 0.21 15.19 0.16 ADSC 0.65 15.52 0.56 攝動20% ARSMDS 0.26 15.23 0.23 ADSC 1.12 15.95 0.96
圖4(a)為彈目運動軌跡,兩種設計方法都可以令彈體命中作正弦機動的目標,通過分析表5可知,ARSMDS在ESO與自適應魯棒項的調控下,降低了氣動參數攝動的不利影響,提升了制導系統(tǒng)性能.法向加速度的仿真曲線在圖4(b)中描述,ASDC受氣動參數攝動等不確定性干擾的影響較大,致使其加速度峰值較大、收斂速率緩慢,并且存在抖振發(fā)散的現象,而ARSMDS使彈體能夠較好地適應氣動參數在一定范圍內的攝動,制導系統(tǒng)具備良好的魯棒性.圖4(c)展示了準攻角的變化曲線,由于設計并采用了ESO、自適應魯棒項等有效措施,ARSMDS準攻角的變化范圍較小、變化趨勢平緩,這有利于彈體在末制導段的穩(wěn)定飛行.觀察圖4(d),在不確定性干擾的影響下,ASDC舵偏峰值與變化范圍都比較大,而ARSMDS通過引入自適應Nussbaum增益函數,妥善地處理了由舵偏受限誘發(fā)的控制飽和非線性.視線角與視線角速率的變化情況在圖4(e)～圖4(f)中描繪,ARSMDS可以令終端視線角跟蹤誤差在7 s后保持穩(wěn)定的收斂狀態(tài),充分體現出“定理1”的正確性.圖4(f)～圖4(i)表明ESO具有良好的觀測性能與魯棒性,即使在氣動參數攝動范圍較大的工況下也能夠快速準確地觀測出視線角速率與綜合干擾項,為ARSMDS提供了準確的必要反饋信息,使彈體具備足夠的可用過載,進一步提升了制導系統(tǒng)性能與戰(zhàn)技指標.5 結 論
【參考文獻】：
期刊論文
[1]滾轉艦炮制導炮彈的空間多約束導引與控制一體化設計[J]. 姜尚,田福慶,孫世巖,梁偉閣. 航空學報. 2019(10)
[2]基于滑模觀測器的魯棒變結構一體化導引控制律[J]. 楊靖,王旭剛,王中原,常思江. 兵工學報. 2017(02)
[3]艦炮制導彈藥發(fā)展研究[J]. 孫世巖,朱惠民,宋歆,徐迅之. 火力與指揮控制. 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)
本文編號：3620591
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