空間飛行器末端控制方法研究范文

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摘要：本文主要研究了空間飛行器的末端控制問題。在建立彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了基于動(dòng)態(tài)逆系統(tǒng)方法的末端控制規(guī)律。通過求解彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程的逆系統(tǒng)，設(shè)計(jì)彈目視線角速度調(diào)節(jié)器，使得彈目視線角速度趨于零，保證飛行器的交匯精度。由于該制導(dǎo)律采用了反映目標(biāo)機(jī)動(dòng)的信息，可以使得飛行器的交匯精度更高，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的高精度制導(dǎo)控制。同時(shí)，為了避免軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)過于頻繁的問題，本文進(jìn)一步采用了視線轉(zhuǎn)率雙包絡(luò)線的方法對(duì)逆系統(tǒng)末端控制規(guī)律進(jìn)行改進(jìn)。通過對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行計(jì)算機(jī)仿真，證明了此方法的正確性及有效性。

關(guān)鍵詞：空間飛行器；逆系統(tǒng)；末端控制律；機(jī)動(dòng)目標(biāo)

0引言

空間飛行器是未來實(shí)現(xiàn)精確交匯的重要裝備，這就要求飛行器自身具有極高的制導(dǎo)控制精度。末端控制技術(shù)可以通過導(dǎo)引律的設(shè)計(jì)，支撐飛行器在多變、復(fù)雜的空間環(huán)境下進(jìn)行高智能交匯的要求，實(shí)現(xiàn)快速、穩(wěn)定以及高精度的交匯任務(wù)。針對(duì)空間飛行器的末端控制，傳統(tǒng)的比例導(dǎo)引律雖然易于工程實(shí)現(xiàn)，但前向攻擊能力差，難以滿足交匯要求［1］。因此，國(guó)內(nèi)外學(xué)者近年來多采用非線性控制理論對(duì)導(dǎo)引律設(shè)計(jì)進(jìn)行相應(yīng)研究，以提高空間飛行器對(duì)高機(jī)動(dòng)目標(biāo)交匯的魯棒性，提高交匯精度［2］。其中逆系統(tǒng)方法就是用反饋線性化方法來研究控制系統(tǒng)理論的一種有效途徑，是一種比較有效的非線性制導(dǎo)控制方法［3］。本論文假定的飛行器末端執(zhí)行機(jī)構(gòu)由安裝在質(zhì)心位置的4個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)組成。針對(duì)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性，設(shè)計(jì)出一種基于動(dòng)態(tài)逆系統(tǒng)方法的末端控制規(guī)律。通過求解彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程的逆系統(tǒng)，構(gòu)建偽線性系統(tǒng)，再通過線性系統(tǒng)控制理論設(shè)計(jì)彈目視線角速度調(diào)節(jié)器，使得彈目視線角速度趨于零，可提高飛行器對(duì)大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的末端精度。通過系統(tǒng)仿真驗(yàn)證，說明此設(shè)計(jì)方法是有效且正確的。

1末端數(shù)學(xué)模型

1．1飛行器數(shù)學(xué)模型

一方面，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料消耗，導(dǎo)致飛行器的質(zhì)量、質(zhì)心位置、慣性張量隨之發(fā)生變化，并產(chǎn)生一定的干擾力矩，同時(shí)對(duì)飛行器的姿態(tài)角產(chǎn)生相應(yīng)的影響；另一方面，由于飛行器空間位置的改變，導(dǎo)致飛行器重力加速度也在不斷變化。

1．2目標(biāo)數(shù)學(xué)模型

目標(biāo)為機(jī)動(dòng)目標(biāo)，建立彈道坐標(biāo)系下目標(biāo)運(yùn)動(dòng)學(xué)及動(dòng)力學(xué)模型。

2基于逆系統(tǒng)方法的末端控制規(guī)律設(shè)計(jì)

2．1逆系統(tǒng)

方法的一般理論逆系統(tǒng)方法是用反饋線性化方法來研究控制系統(tǒng)理論的一種途徑，是一種比較有效的非線性制導(dǎo)控制方法［4］。逆系統(tǒng)的基本思想是：用對(duì)象的模型構(gòu)成一種可用反饋方法實(shí)現(xiàn)的原系統(tǒng)的“α階積分逆系統(tǒng)”，將對(duì)象補(bǔ)償成為具有線性傳遞關(guān)系的且已經(jīng)解耦的一種偽線性系統(tǒng)，然后利用線性系統(tǒng)的各種設(shè)計(jì)理論來完成對(duì)偽線性系統(tǒng)的綜合控制［5］。

2．2制導(dǎo)律設(shè)計(jì)

在彈目連線矢量方向上并不施加控制，而只是控制彈目視線角趨于定常值。

2．3視線轉(zhuǎn)率門限設(shè)計(jì)

為了避免出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過于頻繁的現(xiàn)象，本文設(shè)計(jì)了視線轉(zhuǎn)率門限，當(dāng)飛行器與目標(biāo)間的視線轉(zhuǎn)率超過門限值時(shí)，根據(jù)導(dǎo)引律和發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火邏輯開啟相應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)飛行器進(jìn)行控制，否則不對(duì)飛行器進(jìn)行控制［10］。

3基于逆系統(tǒng)的空間飛行器制導(dǎo)控制仿真

假設(shè)彈目相對(duì)距離ΔR＝30km、相對(duì)速度ΔV＝8km／s、橫向偏差ΔZ＝5000m，目標(biāo)采用正弦機(jī)動(dòng)過載at＝20•sin（0．4πt）（km／s2）。若采用比例導(dǎo)引，其末端精度為0．1789m。若采用逆系統(tǒng)方法設(shè)計(jì)的制導(dǎo)律，則末端脫靶量為0．01638m。大大提高了系統(tǒng)對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)的制導(dǎo)精度。

4結(jié)論

本文以大氣層外飛行的飛行器的末端控制為研究對(duì)象，討論了逆系統(tǒng)方法對(duì)這一具有非線性、耦合和時(shí)變特點(diǎn)的系統(tǒng)進(jìn)行制導(dǎo)控制律的設(shè)計(jì)問題。通過提前對(duì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)進(jìn)行估計(jì)跟蹤并將此預(yù)測(cè)信息引入逆系統(tǒng)控制律，可以將視線角速率由比例導(dǎo)引的5×10－3（°）／s減小到1×10－3（°）／s，避免較大的機(jī)動(dòng)過載對(duì)彈體穩(wěn)定性的影響。同時(shí)，制導(dǎo)精度由0．1789m提高到0．01638m。為避免軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)過于頻繁，本文設(shè)計(jì)的視線轉(zhuǎn)率門限的控制方法對(duì)控制規(guī)律進(jìn)行了改進(jìn)，使開關(guān)頻率由改進(jìn)前的15Hz降低到8Hz。仿真結(jié)果表明，所采用的方法可以很好地實(shí)現(xiàn)大氣層外飛行器的末制導(dǎo)控制，有效地提高大機(jī)動(dòng)跟蹤情況下彈體的穩(wěn)定性和制導(dǎo)精度。但本文未考慮在彈目連線矢量方向上施加控制的情況，因?yàn)橛纱藭?huì)產(chǎn)生三維制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)問題，這一點(diǎn)作者將在后續(xù)工作中加以研究。

參考文獻(xiàn)

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［9］史小平，王子才．空間攔截紅外末制導(dǎo)中的狀態(tài)估計(jì)．航天控制，2004（1）：1－7．

［10］周鳳岐，韓艷鏵，周軍．空間飛行器姿態(tài)控制設(shè)計(jì)和魯棒性分析，中國(guó)空間科學(xué)技術(shù)，2015（2）：36－41.

作者：周新耀；周藜莎；臧月進(jìn)；曾亮 單位：上海機(jī)電工程研究所