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。在建立彈目相對運動模型的基礎上，設計了基于動態逆系統方法的末端控制規律。通過求解彈目相對運動方程的逆系統，設計彈目視線角速度調節器，使得彈目視線角速度趨于零，保證飛行器的交匯精度。由于該制導律采用了反映目標機動的信息，可以使得飛行器的交匯精度更高，從而實現對大機動目標的高精度制導控制。同時，為了避免軌控發動機開關過于頻繁的問題，本文進一步采用了視線轉率雙包絡線的方法對逆系統末端控制規律進行改進。通過對系統進行計算機仿真，證明了此方法的正確性及有效性。

關鍵詞：空間飛行器；逆系統；末端控制律；機動目標

0引言

空間飛行器是未來實現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控制精度。末端控制技術可以通過導引律的設計，支撐飛行器在多變、復雜的空間環境下進行高智能交匯的要求，實現快速、穩定以及高精度的交匯任務。針對空間飛行器的末端控制，傳統的比例導引律雖然易于工程實現，但前向攻擊能力差，難以滿足交匯要求［1］。因此，國內外學者近年來多采用非線性控制理論對導引律設計進行相應研究，以提高空間飛行器對高機動目標交匯的魯棒性，提高交匯精度［2］。其中逆系統方法就是用反饋線性化方法來研究控制系統理論的一種有效途徑，是一種比較有效的非線性制導控制方法［3］。本論文假定的飛行器末端執行機構由安裝在質心位置的4個軌控發動機組成。針對軌控發動機推力特性，設計出一種基于動態逆系統方法的末端控制規律。通過求解彈目相對運動方程的逆系統，構建偽線性系統，再通過線性系統控制理論設計彈目視線角速度調節器，使得彈目視線角速度趨于零，可提高飛行器對大機動目標的末端精度。通過系統仿真驗證，說明此設計方法是有效且正確的。

1末端數學模型

1．1飛行器數學模型

一方面，隨著發動機的燃料消耗，導致飛行器的質量、質心位置、慣性張量隨之發生變化，并產生一定的干擾力矩，同時對飛行器的姿態角產生相應的影響；另一方面，由于飛行器空間位置的改變，導致飛行器重力加速度也在不斷變化。

1．2目標數學模型

目標為機動目標，建立彈道坐標系下目標運動學及動力學模型。

2基于逆系統方法的末端控制規律設計

2．1逆系統

方法的一般理論逆系統方法是用反饋線性化方法來研究控制系統理論的一種途徑，是一種比較有效的非線性制導控制方法［4］。逆系統的基本思想是：用對象的模型構成一種可用反饋方法實現的原系統的“α階積分逆系統”，將對象補償成為具有線性傳遞關系的且已經解耦的一種偽線性系統，然后利用線性系統的各種設計理論來完成對偽線性系統的綜合控制［5］。

2．2制導律設計

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視線轉率門限設計

為了避免出現發動機點火過于頻繁的現象，本文設計了視線轉率門限，當飛行器與目標間的視線轉率超過門限值時，根據導引律和發動機點火邏輯開啟相應發動機對飛行器進行控制，否則不對飛行器進行控制［10］。

3基于逆系統的空間飛行器制導控制仿真

假設彈目相對距離ΔR＝30km、相對速度ΔV＝8km／s、橫向偏差ΔZ＝5000m，目標采用正弦機動過載at＝20•sin（0．4πt）（km／s2）。若采用比例導引，其末端精度為0．1789m。若采用逆系統方法設計的制導律，則末端脫靶量為0．01638m。大大提高了系統對機動目標的制導精度。

4結論

本文以大氣層外飛行的飛行器的末端控制為研究對象，討論了逆系統方法對這一具有非線性、耦合和時變特點的系統進行制導控制律的設計問題。通過提前對目標機動進行估計跟蹤并將此預測信息引入逆系統控制律，可以將視線角速率由比例導引的5×10－3（°）／s減小到1×10－3（°）／s，避免較大的機動過載對彈體穩定性的影響。同時，制導精度由0．1789m提高到0．01638m。為避免軌控發動機開關過于頻繁，本文設計的視線轉率門限的控制方法對控制規律進行了改進，使開關頻率由改進前的15Hz降低到8Hz。仿真結果表明，所采用的方法可以很好地實現大氣層外飛行器的末制導控制，有效地提高大機動跟蹤情況下彈體的穩定性和制導精度。但本文未考慮在彈目連線矢量方向上施加控制的情況，因為由此會產生三維制導律的設計問題，這一點作者將在后續工作中加以研究。

參考文獻

［1］王子才．空間攔截非線性最優末端導引規律研究［J］．計算結構力學及其應用，1999：11（3）：18－25．

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

［3］史小平，朱胤，單軍．一種變結構自適應空間攔截導引規律設計．導彈與航天運載技術，2014：（1）：32－34．

［4］顧幸生，劉漫丹，張凌波．現代控制理論及應用［M］．上海：華東理工大學出版社，2008．

［5］史小平，王子才．基于兩種規范型的非線性狀態觀測器設計及其在空間攔截末制導中的用．制導與引信，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律．宇航學報，2000：18（4）：13－17．

［7］曹光前．一種非線性末制導系統模型的精確線性化．飛行力學，2000，18（2）：85－88．

［8］湯善同．微分對策制導規律與改進的比例導引制導規律性能比較．宇航學報，2012，23（6）：41－42．

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

［10］周鳳岐，韓艷鏵，周軍．空間飛行器姿態控制設計和魯棒性分析，中國空間科學技術，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