大气层外拦截器开关式姿态控制律设计_杨宝庆

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| d x | ≤ d x， | d y | ≤ d y， | d z | ≤ d z， max ， max ， max . dy， 其中： dx， max ， max 和 d z， max 可以通过地面悬浮试验的 测试数据计算得到. 控制输入是开关形式的， 即 M x ∈ ｛ M x， 0 ，－ M x， max ， max ｝ ， M y ∈ ｛ M y， 0 ，－ M y， max ， max ｝ ， M z ∈ ｛ M z， 0 ，－ M z， max ， max ｝ . ： M ， M M 3 其中 个轴上姿控发动 x， max y， max 和 z， max 是 机能够提供的力矩. 令系统的状态向量为 x = [ ωx ωy ωz 输入向量为 u = [ Mx 干扰向量为 d = [ dx dy dz ] T . 选择系统的平衡点为 T xp = ［ 0 0 0 γp ψp p ］ ， 则系统（ 1 ） 对应的线性化后的模型为 x = Ax + B（ u + d） . 其中： 0 0 0 A = 1 0 0 0 0 0 － cos γp tan p cos γp / cos p sin γp 1 / Jx 0 0 B = 0 0 0 0 1 / Jy 0 0 0 0 0 0 0 sin γp tan p － sin γp cos p cos γp 0 0 1 / Jz . 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 ， 0 0 0 0 0 0 0 0 0 My Mz ] T ， γ ψ
第 42 卷
第1 期
2 0 1 0 年1 月
哈 尔 滨 工 业 大 学 学 报 JOURNAL OF HARBIN INSTITUTE OF TECHNOLOGY
Vol. 42
No. 1
Jan. 2010
大气层外拦截器开关式姿态控制律设计
杨宝庆，姚 郁，贺风华
（ 哈尔滨工业大学 控制与仿真中心， 哈尔滨 150080 ，yang － bao － qing@ yahoo 大气层外拦截器开关式姿态控制律设计
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同样， 可以将终端目标集 T 描述为如下形式 的多面体： 2. 5 0 0 0 0 0 1 2. 5 － 1 0 0 0 0 0 2. 5 0 1 0 0 0 0 2. 5 0 －1 0 0 0 0 ωx 2. 5 ω 0 0 1 0 0 0 y 2. 5 0 0 0 ωz 0 －1 0 ≤ γr + 0. 1 . 0 0 1 0 0 γ 0 0 0 0 －1 0 0 ψ － γr + 0. 1 0 0 0 0 1 0 ψr + 0. 1 － ψr + 0. 1 0 0 0 0 －1 0 0 0 0 0 0 1 r + 0. 1 0 0 0 0 0 －1 － + 0. 1
Abstract： In order to improve the robustness of attitude control system to disturbance moment for exoatmospheric interceptor，the onoff attitude control law is designed based on predictive control. The constraints on field of view and angular velocity are taken as output constraints to be added to the optimization problem of predictive control，thus the deviation of target from field of view is avoided. For the linearized attitude control model，the robustness of algorithm is guaranteed by applying the method of constraint tightening. Based on this，the optimization problem corresponding to attitude control with onoff inputs is obtained. Simulation results show that the proposed method meets accuracy requirements even if large disturbance moment exists. Key words： model predictive control； onoff input； attitude control 对于大气层外拦截器而言， 合适的姿态控制 方法是实现直接碰撞的关键. 由于姿控发动机只 能提供常值推力， 因此必须设计开关形式的姿态 控制律， 如何保证姿态控制精度并避免发动机的 频繁开启是必须解决的问题 . 现有文献中介绍 滑 的拦截器姿态控制方法主要有脉冲调制方法 、
摘
要： 以大气层外拦截器为背景，为了提高姿态控制系统对干扰力矩的鲁棒性，基于预测控制方法设计
了开关式姿态控制律. 将导引头视场约束和姿态角速度约束以输出约束的形式添加到预测控制的优化问题 “紧缩 ” 中，保证了目标不脱离视场 . 针对线性化后的姿态运动模型，采用约束 的方法，通过适当的调整约 束集，保证了算法的鲁棒性. 在此基础上得到了带有开关输入的姿态控制对应的优化问题 . 仿真结果表明， 本文给出的设计方法即使在存在较大干扰力矩的情况下仍然能够满足姿态控制精度要求 . 关键词： 模型预测控制； 开关输入； 姿态控制 中图分类号： V448 文献标志码： A 文章编号： 0367 － 6234 （ 2010 ） 01 － 0005 － 04
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模变结构方法、 相平面方法几种. Anthny 和 Wie
用描述函数方法分析了几种常用的脉冲调制器的 特性， 并设计了稳定的控制器. 但是， 由于描述函 数方法采用一阶近似， 所以控制精度受到了限制. 周红建
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和汤国建等
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针对变推力发动机工程
收稿日期： 2008 － 09 － 14. 基金项目： 国家自然科学基金资助项目（ 60674043 ） ； 高等院校博士点资助项目（ 20060213040 ） . 作者简介： 杨宝庆（ 1980 —） ， 男， 博士后； 姚 郁（ 1963 —） ， 男， 教授， 博士生导师.
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应用 PWPF 调解器技术， 给 上难以实现这一问题， “数字变 出了常推力发动机的开关逻辑， 构造出 ， 推力” 近似得到需要的变推力. 李庆华 应用相 平面方法进行了姿态控制律的设计 ， 主要思想是， 针对简化后的线性模型计算其相轨迹， 通过相轨 迹分析即可得到发动机正向和反向开机曲线 . 但 这只是理想情况下的结果， 如果考虑实际情况， 如 发动机推力延迟、 测量误差等系统就会出现问题， 例如丧 失 快 速 型， 而 且 有 可 能 不 稳 定. 朱 民 雄 等 对于由开关控制的非线性飞行器姿态控制 系统， 提出了采用解耦变结构控制的方法 . 虽然变
Design of onoff attitude control law based on model predictive control
YANG Baoqing，YAO Yu，HE Fenghua
（ Control and Simulation Central， Harbin Institute of Technology， Harbin 150080 ， China，yang_bao_qing@ yahoo. com. cn）
拦截器姿、 轨控发动机配置图
对于拦截器来说， 由于体积较小， 一般可将弹 体作为刚体来研究， 而且多为轴对称外形， 这时可 认为弹体坐标系就是它的惯性主轴系. 在此条件 下， 拦截器对弹体坐标系各轴的惯性积为零 ， 描述 拦截器绕质心转动的动力学和运动学方程为 x + （ Jz － Jy ） ωy ωz = Mx + dx ， Jx ω J ω + （ Jx － Jz ） ωx ωz = My + dy ， y y Jz ω z + （ Jy － Jx ） ωx ωy = Mz + dz ， （ 1） = ω x － tan （ ω y cos γ － ω z sin γ） ， γ ψ = （ ω y cos γ － ω z sin γ） / cos ， = ω y sin γ + ω z cos γ. 式中： J x ，J y ，J z 分别为拦截器相对于弹体系 3 个 轴的转动惯量； ω x ， ωy ， ω z 分别为弹体系相对于惯 性系的转动角速度在弹体坐标系 3 个轴上的分 My ， M z 分别为作用在拦截器弹体系 3 个轴 量； M x ， dy ， d z 分别是推力偏心和质心 上的控制力矩； d x ， 漂移引起的姿态干扰力矩在弹体系 3 个轴上的分 量； γ ， ψ， 分别是滚转角、 偏航角和俯仰角. 由于推力偏心和质心漂移的大小无法实时测 量， 因此， 在控制设计时无法得到干扰力矩的真实 值， 这里假设其是有界的干扰， 即
结构控制具有较强的鲁棒性， 但是容易在滑模面 ， 上发生抖动现象 如果有较大干扰时， 控制精度不 高， 而且， 发动机开关过于频繁， 容易引起弹性振 动. 此外， 基于最优控制理论的一些先进控制方
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法， 如预测控制方法等， 由于其良好的鲁棒性在飞 行器控制中得到了越来越多的应用， 并且取得了 一定的研究成果