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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。在建立彈目相對運動模型的基礎(chǔ)上，設(shè)計了基于動態(tài)逆系統(tǒng)方法的末端控制規(guī)律。通過求解彈目相對運動方程的逆系統(tǒng)，設(shè)計彈目視線角速度調(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)機動的信息，可以使得飛行器的交匯精度更高，從而實現(xiàn)對大機動目標(biāo)的高精度制導(dǎo)控制。同時，為了避免軌控發(fā)動機開關(guān)過于頻繁的問題，本文進一步采用了視線轉(zhuǎn)率雙包絡(luò)線的方法對逆系統(tǒng)末端控制規(guī)律進行改進。通過對系統(tǒng)進行計算機仿真，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；機動目標(biāo)

0引言

空間飛行器是未來實現(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，支撐飛行器在多變、復(fù)雜的空間環(huán)境下進行高智能交匯的要求，實現(xiàn)快速、穩(wěn)定以及高精度的交匯任務(wù)。針對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現(xiàn)，但前向攻擊能力差，難以滿足交匯要求［1］。因此，國內(nèi)外學(xué)者近年來多采用非線性控制理論對導(dǎo)引律設(shè)計進行相應(yīng)研究，以提高空間飛行器對高機動目標(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)行機構(gòu)由安裝在質(zhì)心位置的4個軌控發(fā)動機組成。針對軌控發(fā)動機推力特性，設(shè)計出一種基于動態(tài)逆系統(tǒng)方法的末端控制規(guī)律。通過求解彈目相對運動方程的逆系統(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，可提高飛行器對大機動目標(biāo)的末端精度。通過系統(tǒng)仿真驗證，說明此設(shè)計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)動機的燃料消耗，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，同時對飛行器的姿態(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)為機動目標(biāo)，建立彈道坐標(biāo)系下目標(biāo)運動學(xué)及動力學(xué)模型。

2基于逆系統(tǒng)方法的末端控制規(guī)律設(shè)計

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：用對象的模型構(gòu)成一種可用反饋方法實現(xiàn)的原系統(tǒng)的“α階積分逆系統(tǒng)”，將對象補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)計理論來完成對偽線性系統(tǒng)的綜合控制［5］。

2．2制導(dǎo)律設(shè)計

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

為了避免出現(xiàn)發(fā)動機點火過于頻繁的現(xiàn)象，本文設(shè)計了視線轉(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，根據(jù)導(dǎo)引律和發(fā)動機點火邏輯開啟相應(yīng)發(fā)動機對飛行器進行控制，否則不對飛行器進行控制［10］。

3基于逆系統(tǒng)的空間飛行器制導(dǎo)控制仿真

假設(shè)彈目相對距離ΔR＝30km、相對速度ΔV＝8km／s、橫向偏差ΔZ＝5000m，目標(biāo)采用正弦機動過載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)計的制導(dǎo)律，則末端脫靶量為0．01638m。大大提高了系統(tǒng)對機動目標(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象，討論了逆系統(tǒng)方法對這一具有非線性、耦合和時變特點的系統(tǒng)進行制導(dǎo)控制律的設(shè)計問題。通過提前對目標(biāo)機動進行估計跟蹤并將此預(yù)測信息引入逆系統(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，避免較大的機動過載對彈體穩(wěn)定性的影響。同時，制導(dǎo)精度由0．1789m提高到0．01638m。為避免軌控發(fā)動機開關(guān)過于頻繁，本文設(shè)計的視線轉(zhuǎn)率門限的控制方法對控制規(guī)律進行了改進，使開關(guān)頻率由改進前的15Hz降低到8Hz。仿真結(jié)果表明，所采用的方法可以很好地實現(xiàn)大氣層外飛行器的末制導(dǎo)控制，有效地提高大機動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，因為由此會產(chǎn)生三維制導(dǎo)律的設(shè)計問題，這一點作者將在后續(xù)工作中加以研究。

參考文獻

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［2］李軍龍，陳杰，胡恒章．目標(biāo)機動時的一種非線性末導(dǎo)引律［J］．北京：宇航學(xué)報，1998：19（2）：37－42．

［3］史小平，朱胤，單軍．一種變結(jié)構(gòu)自適應(yīng)空間攔截導(dǎo)引規(guī)律設(shè)計．導(dǎo)彈與航天運載技術(shù)，2014：（1）：32－34．

［4］顧幸生，劉漫丹，張凌波．現(xiàn)代控制理論及應(yīng)用［M］．上海：華東理工大學(xué)出版社，2008．

［5］史小平，王子才．基于兩種規(guī)范型的非線性狀態(tài)觀測器設(shè)計及其在空間攔截末制導(dǎo)中的用．制導(dǎo)與引信，2003，4：15－23．

［6］李君龍，胡恒章．一種基于反饋精確線性化的空間攔截末制導(dǎo)律．宇航學(xué)報，2000：18（4）：13－17．

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［8］湯善同．微分對策制導(dǎo)規(guī)律與改進的比例導(dǎo)引制導(dǎo)規(guī)律性能比較．宇航學(xué)報，2012，23（6）：41－42．

［9］史小平，王子才．空間攔截紅外末制導(dǎo)中的狀態(tài)估計．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)計和魯棒性分析，中國空間科學(xué)技術(shù)，2015（2）：36－41.

作者：周新耀；周藜莎；臧月進；曾亮 單位：上海機電工程研究所