基于誤差反饋的自導飛行裝置自動控制系統設計

鄧 異，周 勇

(中國人民解放軍91640部隊，廣東 湛江524064)

0 引 言

自導飛行裝置是通過自動化的控制系統，實現自主導引和飛行控制的飛行器，常見的自導飛行裝置主要是導彈，隨著自動化控制技術的發展，對自導飛行裝置的飛行穩定性和控制健壯性提出了更高的要求，通過優化控制，提高飛行穩定性的同時，提高對目標的命中率，研究自導飛行裝置的自動化控制方法，在艦載導彈的控制設計中具有重要的應用價值［1］。

對艦載導彈這類自導飛行裝置控制過程中，受到飛行擾動和干擾磁場等因素的影響，導致艦載導彈的飛行穩定性不好，需要研究優化的自導飛行裝置自動控制系統，結合控制律的優化設計，提高自導飛行裝置自動控制的自適應性和環境適應性［2-3］。對此，本文提出基于誤差反饋的自導飛行裝置自動控制系統設計方法。采用誤差反饋和末端姿態視覺參數識別方法，構建自導飛行裝置的控制參數采集模型，結合對自導飛行裝置的運動學和力學模型分析，建立自導飛行裝置的運動學方程，采用慣導誤差反饋和自適應補償方法，建立自導飛行裝置控制系統的控制律［4］。通過末端姿態調整和多傳感信息跟蹤融合方法，實現對自導飛行裝置的模糊控制算法設計。最后進行系統的硬件設計和測試，展示了本文方法在提高自導飛行裝置自動控制能力方面的優越性能。

1 自導飛行器控制對象模型和運動學分析

1.1 自導飛行器控制對象模型

其中，θ為自導飛行裝置的彈道傾角，速度矢量（Ox2軸）與水平面間的夾角；?為自導飛行裝置的俯仰角，導彈的縱軸（Ox1軸）與水平面（Oxy平面）間的夾角；α為自導飛行裝置的攻角；x，y為自導飛行裝置質心位置；ωx、ωy為自導飛行裝置分別繞體坐標系Ox1、Oy1軸的角速度；δz為自導飛行裝置的俯仰舵偏角；e1為自導飛行裝置的系統誤差；m為自導飛行裝置質量；X，Y為作用在自導飛行裝置的阻力、升力、側向力；Mz為自導飛行裝置的俯仰力矩；Jz為自導飛行裝置繞體坐標系各軸的轉動慣量；Jxy為自導飛行裝置的旋轉體坐標系Oz1的慣性積；為自導飛行裝置的投影；為自導飛行裝置在鉛垂面Ox2y2內沿彈道法線（Ox2軸）上投影，稱法向加速度為自導飛行裝置的體坐標系Ox1y1z1軸上的分量。

1.2 導彈射程預測

根據自導飛行裝置的飛行特點，自導飛行裝置彈道可以分為S-轉彎彈道、搜索彈道和航向校正等飛行控制模式，自導飛行裝置的航向角偏差此時可以忽略自導飛行裝置的縱向飛行的航向角偏差，得到自導飛行裝置射程為:

采用解析法求取模型參數，在小擾動約束下，得到自導飛行裝置的航向角偏差時，有:

其中:

根據末端姿態的視覺信息參數分析方法，進行自導飛行裝置末端姿態偏移的空間規劃，航向校正飛行段的預測射程:

建立自導飛行裝置誤差反饋跟蹤融合控制模型，根據自導飛行裝置的彈道分布，得到滑翔段的預測射程為:

與此同時，群眾文化的參與人數比較多、涉及的內容比較廣泛，群眾文化活動的開展能夠使人民群眾在輕松、愉悅的氛圍中，提升自身的文化素養，還可以有效地減輕生活、工作中的壓力[2]。

根據射程預測結果，建立自導飛行裝置的運動學方程，采用慣導誤差反饋和自適應補償方法，建立自導飛行裝置控制系統的控制律［6］。

2 控制律設計及收斂性分析

結合自導飛行裝置規劃和操作運動規劃模型，得到自導飛行裝置控制律，采用誤差反饋和穩定性調節的方法，構建非線性自適應反演積分控制模型［7］，構建參數調整和自適應規劃模型，結合自導飛行裝置末端姿態偏移，得到俯仰角度跟蹤誤差:

根據慣性誤差反饋方法，構建自導飛行裝置的自適應參數調節模型，得到自導飛行裝置的俯仰角誤差:

引入解析法和尋優控制方法，得到自導飛行裝置末端姿態調節的穩定函數為:

其中，c1、λ1均大于0。同時，為增強自導飛行裝置的航向抗魯棒性，引入積分項ζ1，定義導彈可靠性控制的積分項

采用聯合參數尋優識別的方法，得到自導飛行裝置射程內的角速度跟蹤誤差為:

聯合求解可得:

選擇Lyapunov函數進行穩定性分析，表示為:

采用積分控制，對Lyapunov函數進求導:

采用聯合參數尋優，構建自導飛行裝置聯合控制律，求導得到:

有:

根據Lyapunov穩定性判據，得到:

求導:

構建自導飛行裝置末端姿態偏移控制的測量模型，代入有:

為獲得期望的穩定特性，通過末端姿態調整和多傳感信息跟蹤融合方法，選擇舵角參考輸入參數，結合空間參數聯合尋優，得到自導飛行裝置末端姿態控制模型:

其中，當?＝±90°時，m（cos?+Vω2）＝0。 構建導彈控制的自適應律為:

代入自適應律，采用聯合參數尋優，得到:

根據收斂性判斷，可知:

綜上分析，實現對自導飛行裝置的可靠性控制，根據收斂性判斷，得到設計的自導飛行裝置控制律是漸進收斂的［8-10］。

3 系統硬件設計與實現

采用集成DSP芯片作為自導飛行裝置控制系統的集成處理器，結合嵌入式和集成電路設計方法，實現自導飛行裝置自動化控制系統設計，系統主要有自導飛行裝置控制信號信息采集模塊、集成控制模塊、AD模塊、上位機通信模塊、復位電路模塊以及人機交互接口模塊等，通過模塊化電路設計方法，實現對自導飛行裝置自動控制系統的集成設計。控制系統的設計結構如圖1所示。

根據圖1的設計結構，采用集成電路設計，在DC-DC轉換器中構建自導飛行裝置控制輸出終端，得到系統硬件結構如圖2所示。

圖1 系統設計結構框架Fig.1 System design framework

圖2 控制系統硬件結構Fig.2 Hardware structure of control system

4 系統測試

為了驗證本文設計系統的可靠性，進行實驗測試，設定控制結構參數λ1＝1，λ2＝1，c1＝2，c2＝2，自適應調節系數δ＾0＝-15，模糊度參數ε1＝0.1，控制指令傳輸的時長為120 s，根據上述參數設定，進行導彈控制仿真測試，得到俯仰角跟蹤控制輸出曲線如圖3所示。

圖3 俯仰角跟蹤控制輸出曲線Fig.3 Output curve of pitch angle tracking control

分析圖3得知，本文方法進行導彈控制的跟蹤性能較好，測試角速度參數控制效能，得到結果如圖4所示。

分析圖4得知，本文方法進行導彈控制的角速度輸出穩定性較好，測試輸出誤差，得到測試結果如圖5所示。

圖4 角速度參數控制結果Fig.4 Angular velocity parameter control results

分析圖5得知，本文方法進行自導飛行裝置控制的誤差收斂性較好，跟蹤誤差能快速收斂到0，提高了控制的魯棒性和穩定性。

圖5 控制誤差測試Fig.5 Control error test

5 結束語

本文提出基于誤差反饋的自導飛行裝置自動控制系統設計方法。構建自導飛行裝置的控制參數采集模型，根據自導飛行裝置的飛行特點，進行自導飛行裝置末端姿態偏移的空間規劃，建立自導飛行裝置的運動學方程，采用慣導誤差反饋和自適應補償方法，構建自導飛行裝置控制系統的控制律，實現控制系統的優化設計。研究得知，本文設計的自導飛行裝置控制的穩定性較好，誤差較低。