空空导弹大攻角俯仰自动驾驶仪设计
带有特殊不确定性的导弹非线性自适应控制
z2 = bu + ω2T θ + υ，
（ 11）
式中：
ω2
= φ2
－
u1 x1
φ1
，
υ
=
－
u1 x1
x2
－
u1 αr
α
r
－
u1 θ
Γτ1
－ α¨ r。
（ 12）
重新整理式（ 11） 和式（ 12） 可得
z2 = － c2 z2 + b（ u + ωTσ θσ ） ，
气动力系数可以近似表示为
( ) Cn［α，δ，M］= anα3 + bnα | α | + cn
2
－
M 3
α + dnδ，
（ 3）
( ) Cm［α，δ，M］=amα3 +bmα|α| +cm －7 －83M α +dmδ。
（ 4）
由式（ 1） ～ 式（ 4） 可得
} x1 = x2 + f1 （ x1 ） + b1 u，
（ 13）
[ ] 式中： ωσ = ［c2 z2 + υ
ω2T ］T ； θσ =
1 b
θT b
T
。
最终得到系统的实际控制输入及参数更新规
律为
u = － ωTσ θσ ，
（ 14）
⌒·θσ = － N（ χ） z2 Γσ ωσ 。
（ 15）
其中 N（ ξ） 为 Nussbaum 性质的函数
limsup 1
望指令信号 αr。根据文献［7］中提出的方法，采用
标准的自适应反演方法设计虚拟控制 u1。 引入变量 z1 = x1 － αr 和 z2 = x2 － α r － u1 ，将其代
高超声速飞行器姿态控制系统设计
种设计方 法 ， 确定某种形式 的控制 ， Ｐ满足 Ｄ的稳定 性 ， 使得 也就 是检 验域 Ｐ中函数 的零 点是否 在 Ｄ集合 里。Ｄ集 合 的 典型例子是 ｓ 平面的左半部分 （ 对连续 系统稳 定性 ）单位 圆 、 内（ 对离散系统稳定性） 或它们的子集 。
２ ２ 参数有界不确定系统的控 制器设计 ．
Ｚ ＨＯＵ Ｃ ｕ ｈ ｎ—ｑｎ ｉｇ ，ＹＡＮＧ ｕ ＡＮ Ｇｕ Ｊ ｎ ，Ｆ ｏ—ｌｎ Ｖ Ｊａ—ｗａ ｇ ｏ ｇ ，Ｌ ｉ ｎ
（ ．Ｃ ｌｇ ｆ ｓｏ ａｔ ｓ Ｎ ｒ ｗ ｓ ｒ ｏ ｔｃｎｃ ｎｖｒｉ ， ｉｎＳ ａｘ １０ ２ Ｃ ｉａ １ ｏ ｅｅｏ ｔ ｎｕｉ ， ｏｔ ｅｔ ｎＰ ｌｅｈ ｉ Ｕ ｉｅｓｙＸ ’ ｈｎ ｉ ０７ ， ｈｎ ； ｌ Ａｒ ｃ ｈ ｅ ｙ ｌ ａ ｔ ａ ７
计姿态控制系统。首先建立适用 于姿态控制系统的高超 声速数 学模 型 ， 在高超声速气 动特性条件下 ， 提出三 回路姿 态稳定 控制系统 ， 根据参数空间方法的原理设计出各回路控制器 ， 进行 仿真分析验证 控制系统 的性 能。仿真结果 表明当气动 最后 参数存在较大偏差时 ， 采用基于参数空间法设计的高超声 速姿态控制系统可 以确保对 指令 的精确 跟踪 ， 并且具 有较强的鲁
特性和气热特性的剧烈变化 ， 使得高超声 速飞行器模 型对象 中存有 复杂的不确 定性 。作 为 飞行器 控制 系统组 成 的重要
收稿 １期 ： １ — ５ ２ 修回 日 ： １ — ７— ９ ３ ２ ０ ０ —５ ０ 期 ２ ０ ０ １ ０
３ — ３
高超声速姿态控制系统具有较强的鲁棒稳定 性。
Ｊ， －
（ ４
，
）
２ 参数 空 间方法 理论基 础
基于退步控制的再入飞行器自动驾驶仪设计
而不 是像 反馈 线性 化那 样首先 线性 化 系统 ， 然后设 计稳 定 的控制 器 。 由于退 步控 制方 法可 以保证 系统
的稳 定性 ， 而利用 该方 法为 再人 飞行 器设计 了 自动驾 仪 ， 进行 了数学仿 真研究 。 因 并
２ 退 步 控 制
考虑式 （ ） １ 所示 的非线 性 系统 ： ｌ ｆ（ ｌ ） — ｌ ， ２
３ 再 入 飞行 器 姿态 动 力 学 模 型
飞 行器 的动 力学 方程通 常选 择三 个姿 态角 作 为状 态 ， 但这 样 的系统 是非 最小相 位 的 ， 便于 控制 不
系统 的设 计 ， 因此 ， 这里 选择 攻 角和侧 滑 角分 别代 替俯 仰 角 和偏航 角 怍为系 统状 态 ， 到最 小 相位 系 得 统 。为设 计 过程 方便 ， 直接 将再人 飞行 器姿 态 动力学 方程 写成俯 仰 、 偏航 、 动三通 道 的形 式 如下 。 滚
一
一
ｆ，ｌｚ … ， ｚ ） ， （ ｚ 一 ， －
（ … ， 五． ｚｌ ， ）
（） １
一
式 中 ， 一［ ， 为系统 的状 态 ， —Ｕ ｚ） ｚ ｚ… ｚ］ Ｕ （ 为反馈 控 制输 人 ， 任何 非线 性 系统 ， 要采 用退 步 控制 。 都 必 须首 先转 化为式 （ ） １ 的形式 。退 步控 制 的思想 就是 ： 先 ， 式 （ ） 首 在 １ 的第 ｌ 中， 设 为控 制输 入 式 假
［ 要 ］ 文 中基 于 一 种 不 同 于 反 馈 性 化 的退 步 控 制 思 想 ． 出 了一 种 新 的 非 线 性 反馈 自动 驾 驶 仪 摘 提
设 计 方 法 ， 用这 种 方 法 ， 利 为再 人 飞 行 器 设 计 了 自动 驾 驶 仪 。仿 真 结 果 表 明 ． 提 出 的退 步 控 制 方 所
近距空战中目标飞机战术机动数学模型建模与仿真
近距空战中目标飞机战术机动数学模型建模与仿真
杜瑾;邹坤;张义飞
【期刊名称】《现代电子技术》
【年(卷),期】2024(47)5
【摘要】作为空空导弹设计与验证的主要手段,数字仿真技术在制导系统性能评估、抗干扰性能评估、空战对抗仿真等领域发挥着重要的作用。
为解决空空导弹数字仿真试验中目标飞机机动样式单一,不能反映近距格斗过程中目标姿态的变化问题,梳
理了飞机机动数学模型在导弹总体性能评估与对抗推演等方面的应用背景需求。
对六自由度飞机机动简化数学模型的建设进行了分析和论证。
构建了飞机作战典型机动动作库、机动动作指令生成器,实现了以较少的参数刻画不同的机动动作。
在三
自由度质点运动模型基础上,考虑机动过载、目标攻角、横滚角变化,建立目标机动
数学模型。
根据所建模型,对几种典型机动教学模型进行数字仿真。
仿真结果表明,
目标机动轨迹与预期吻合,能够满足导弹总体设计、对抗推演对数字仿真的需求。
【总页数】6页(P29-34)
【作者】杜瑾;邹坤;张义飞
【作者单位】中国空空导弹研究院;空基信息感知与融合全国重点实验室;中航光电
科技股份有限公司
【正文语种】中文
【中图分类】TN919-34;TJ76;TP212.9
【相关文献】
1.飞机空战仿真中机动指令生成器设计
2.空战仿真中平面机动方式的数学模型研究
3.目标飞机自主空战战术机动仿真
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空空导弹姿态控制技术研究
空空导弹姿态控制技术研究在现代的战争中，导弹已经成为了非常重要的武器系统之一。
而其中一项关键的技术就是导弹的姿态控制。
姿态控制技术是指在导弹飞行时，通过对导弹各个部件的控制来实现导弹运动轨迹的调整以及飞行稳定。
本文将从姿态控制的基本原理、姿态控制的方法、常见问题及未来发展等方面对空空导弹姿态控制技术进行探讨。
一、姿态控制的基本原理姿态控制的基本原理是依靠导弹上搭载的一系列姿态传感器来获取导弹当前的飞行状态信息。
然后根据导弹的运动状态，自动控制导弹不同部件的转动来调整导弹的姿态，以期使导弹的飞行速度、姿态、角速度等能够满足设计要求。
姿态的变化不仅与导弹自身的旋转或俯仰有关，还与大气的物理特性和惯性力学的变化等因素有关。
二、姿态控制的方法姿态控制通常采用以下两种方法：1.开环控制：该方法是通过预先规定控制算法来控制导弹的运动状态，然后再通过导弹各部件的控制来实现姿态控制的目的。
该方法处理简单，但精度较低，且受环境因素影响较大。
2.闭环控制：闭环控制是指利用导弹姿态传感器采集的导弹状态信息对目标进行反馈控制。
当姿态传感器识别出导弹的状态发生变化时，导弹控制电路便会激励运动控制器生成控制信号，从而控制导弹的姿态。
闭环控制需要一个精确的、即时反馈的跟踪器，来保证姿态控制的精准。
三、常见的问题在姿态控制的实践中，常见的问题包括如下几个方面：1.环境问题：如气流、风速、气压等因素都会影响导弹的飞行姿态。
2.噪声问题：导弹机体发出的噪声或震动等会影响姿态传感器的工作和姿态控制器的精度。
3.惯性力学问题：惯性力学是指导弹在飞行过程中，由于机体的运动而产生的惯性力及其它导致导弹飞行状态发生变化的因素。
四、未来发展随着科技的不断进步，空空导弹姿态控制技术也在不断发展。
一方面，采用更加精细的姿态控制算法和更加准确的传感器，可以提高姿态控制的精度和可靠性。
另一方面，全球卫星导航系统的建成，可以实现更加高效、精准的导航，进一步提高导弹的命中率。
高超声速飞行器操纵性-控制律一体化设计方法
第３８卷第５期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀固体火箭技术ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｏｌｉｄＲｏｃｋｅｔＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｖｏｌ．３８Ｎｏ．５２０１５高超声速飞行器操纵性／控制律一体化设计方法①尉建利，王㊀聪，葛颖琛，闫㊀杰（西北工业大学航天学院，西安㊀７１００７２）㊀㊀摘要：高超声速飞行器主要飞行阶段包括助推分离段㊁巡航段和下降段，在分离段操纵面的任务是快速抑制分离扰动，而巡航段主要用于高精度姿态控制㊂针对分离段和巡航段对舵面操纵性要求差别较大的特点，本文探讨从满足控制要求的角度对操纵面尺寸进行优化设计的方法，即操纵性／控制律一体化设计㊂采用最优控制方法对飞行器自动驾驶仪增益进行优化，并基于多目标遗传算法的并行子空间优化方法，得到了高超声速飞行器最优舵面外形尺寸和相应的控制律㊂仿真结果表明，最优舵面在分离段能够快速抑制分离扰动对飞行器姿态的影响，并将飞行器姿态迅速调整到发动机点火窗口；在巡航段能够快速抑制阵风干扰对飞行器姿态的影响，稳定飞行器姿态，为高超声速飞行器操纵性设计提供了依据㊂关键词：高超声速飞行器；操纵性；控制律；一体化设计中图分类号：Ｖ２２１㊀㊀㊀文献标识码：Ａ㊀㊀㊀文章编号：１００６⁃２７９３（２０１５）０５⁃０６０１⁃０７ＤＯＩ：１０．７６７３／ｊ．ｉｓｓｎ．１００６⁃２７９３．２０１５．０５．００１ＩｎｔｅｇｒａｔｅｄｄｅｓｉｇｎｍｅｔｈｏｄｆｏｒｍａｎｉｐｕｌａｂｉｌｉｔｙａｎｄｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅＷＥＩＪｉａｎ⁃ｌｉ，ＷＡＮＧＣｏｎｇ，ＧＥＹｉｎｇ⁃ｃｈｅｎ，ＹＡＮＪｉｅ（ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ＇ａｎ㊀７１００７２，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅｍａｉｎｆｌｉｇｈｔｐｈａｓｅｓｏｆａｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｉｎｃｌｕｄｅｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ⁃ａｓｓｉｓｔｅｄｓｅｐａｒａｔｉｏｎｐｈａｓｅ，ｃｒｕｉｓｅｐｈａｓｅａｎｄｄｅｓｃｅｎｔｐｈａｓｅ．Ｉｎｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎｐｈａｓｅ，ｔｈｅｔａｓｋｏｆｃｏｎｔｒｏｌｓｕｒｆａｃｅｉｓｔｏｓｕｐｐｒｅｓｓｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎｐｅｒｔｕｒｂａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｑｕｉｃｋｌｙ，ｂｕｔｉｎｔｈｅｃｒｕｉｓｅｐｈａｓｅ，ｔｈｅｔａｓｋｉｓｔｏａｃｈｉｅｖｅｔｈｅｈｉｇｈ⁃ｐｒｅｃｉｓｉｏｎｃｏｎｔｒｏｌｏｆｉｔｓａｔｔｉｔｕｄｅ．Ｄｕｒｉｎｇｔｈｅｓｅｔｗｏｐｈａｓｅｓ，ｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｆｏｒｔｈｅｍａｎｉｐｕｌａｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｒｕｄｄｅｒｓｕｒｆａｃｅａｒｅｒａｔｈｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔ．Ｔｏｓａｔｉｓｆｙｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ，ｔｈｉｓｐａｐｅｒｅｘｐｌｏｒｅｓｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｓｕｒｆａｃｅｄｉｍｅｎｓｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎａｎｄｄｅｓｉｇｎｍｅｔｈｏｄ，ｎａｍｅｌｙｔｈｅｍａｎｉｐｕｌａｂｉｌｉｔｙａｎｄｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｄｅｓｉｇｎｍｅｔｈｏｄ．Ｉｔｕｓｅｓｔｈｅｏｐｔｉｍａｌｃｏｎｔｒｏｌｍｅｔｈｏｄｔｏｏｐｔｉｍｉｚｅｔｈｅｇａｉｎｓｏｆｔｈｅａｕｔｏｐｉｌｏｔｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅａｎｄｔｈｅｎｏｐｔｉｍｉｚｅｓｔｈｅｂｏｕｎｄａｒｙｄｉｍｅｎｓｉｏｎｓｏｆｉｔｓｏｐｔｉ⁃ｍａｌｒｕｄｄｅｒｓｕｒｆａｃｅａｎｄｉｔｓｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｗｉｔｈｔｈｅｐａｒａｌｌｅｌｓｕｂｓｐａｃｅｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｏｆｔｈｅｍｕｌｔｉ⁃ｏｂｊｅｃｔｉｖｅｇｅｎｅｔｉｃａｌｇｏｒｉｔｈｍ．Ｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔ，ｄｕｒｉｎｇｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎｐｈａｓｅ，ｈｅｏｐｔｉｍａｌｒｕｄｄｅｒｓｕｒｆａｃｅｃａｎｑｕｉｃｋｌｙｓｕｐｐｒｅｓｓｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｓｅｐａｒａｔｉｏｎｐｅｒｔｕｒｂａｔｉｏｎｏｎｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅａｎｄｑｕｉｃｋｌｙａｄｊｕｓｔｉｔｓａｔｔｉｔｕｄｅｔｏｔｈｅｅｎｇｉｎｅｉｇｎｉｔｉｏｎｗｉｎｄｏｗａｎｄｔｈａｔ，ｄｕｒｉｎｇｔｈｅｃｒｕｉｓｅｐｈａｓｅ，ｔｈｅｏｐｔｉｍａｌｒｕｄｄｅｒｓｕｒｆａｃｅｃａｎｑｕｉｃｋｌｙｓｕｐｐｒｅｓｓｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｇｕｓｔｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅｏｎｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅａｎｄｔｈｕｓｓｔａｂｉｌｉｚｅｉｔ．Ｔｈｉｓｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎｓｈｅｄｓｌｉｇｈｔｏｎａｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅ＇ｓｍａｎｉｐｕｌａｂｉｌｉｔｙｄｅｓｉｇｎ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅ；ｍａｎｉｐｕｌａｂｉｌｉｔｙ；ｃｏｎｔｒｏｌｌａｗ；ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｄｅｓｉｇｎ０㊀引言高超声速飞行器是指飞行速度在５倍声速以上，在大气层或跨大气层实现高速远程飞行的飞行器，其典型特征是使用超燃冲压发动机㊂超燃冲压发动机对点火和工作条件的要求相当苛刻，由于其需要在较高的马赫数和一定的动压条件下才能点燃，因此目前的高超声速巡航飞行器均使用助推器㊂高超声速飞行器由于要抑制分离扰动，并使飞行器快速达到冲压发动机工作要求的姿态，通常使用有较高操纵效率的全动舵面；而在巡航段，飞行器控制的首要目的是保证超燃冲压发动机工作所需的最优姿态条件，大约是平衡攻角ʃ２ʎ，侧滑角ʃ２ʎ，否则发动机将熄火，且飞行器姿态１０６①收稿日期：２０１５⁃０７⁃０１；修回日期：２０１５⁃０７⁃２３㊂基金项目：国家自然基金（９１２１６１０４）㊂作者简介：尉建利（１９７８ ），男，博士，研究方向为高超声速飞行器控制㊂Ｅ⁃ｍａｉｌ：ｗｅｉｊｉａｎｌｉ＠ｍａｉｌ．ｎｗｐｕ．ｅｄｕ．ｃｎ越接近设计值，燃料燃烧越充分，发动机工作性能越好，因此在巡航段需要进行高精度姿态控制㊂由于这两个阶段对操纵性的需求差别较大，这就需要找到最优操纵性的设计方法，使其能对飞行器各阶段的控制效果达到最优，为此本文提出了高超声速飞行器操纵性／控制律一体化设计的方法㊂操纵性／控制律一体化设计方法在常规飞行器设计中已进行了部分研究，目前主要有２种方法进行解决：一是采用多学科设计优化（ＭＤＯ）的方法［１］，主要有并行子空间（ＣＳＳＯ），协同优化（ＣＯ），单学科可行法（ＩＤＦ），多学科可行法（ＭＤＦ），两级系统集成综合（ＢＬＩＳＳ）等方法；二是考虑飞行器飞行条件和各种约束条件的工程方法㊂ＫｅｖｉｎＭＲｙａｎ［２］利用鲁棒多目标遗传优化方法对飞行器设计优化，研究了操纵性在飞行器设计中的影响，并与多目标优化方法和聚类方法进行比较分析㊂张勇［３］提出了一套面向控制的一体化设计方案，以飞行器控制性能为优化目标，对气动㊁推进㊁结构控制等参数进行一体化综合优选来设计高超声速飞行器，论文中对气动的考虑主要在飞行器的构型和外形参数，而对操纵性与控制的优化设计未涉及㊂张登峰［４］采用响应面方法对无尾无人机操纵面的气动效益和控制进行建模，采用多目标遗传算法得到优化解集，利用模糊决策技术选取最终解㊂ＳａｄｒａｅｙＭ［５］采用系统工程方法，估计无人机在临界飞行条件下的操纵力需求，并分析了操稳特性，从而对无人机操纵面进行设计㊂ＲｕｂｅｎＥＰｅｒｅｚ［６］采用改进协同优化方法，在飞行器概念性设计过程中对动力和控制系统一体化设计，并对各子学科进行分析和建模㊂ＣａｔｈｅｒｉｎｅＢａｈｍ和ＥｔｈａｎＢａｕｍａｎｎ［７］分析了Ｘ⁃４３Ａ飞行器的导航制导与控制方法以及其飞行试验的结果，重点分析了飞行器在分离过程中采用攻角自动驾驶仪的控制逻辑，以及在巡航段和下降段的姿态驾驶仪和过载驾驶仪之间的切换方法，并利用ＭｏｎｔｅＣａｒｌｏ方法对整个飞行器的飞行过程作仿真分析㊂ＤａｖｉｄｓｏｎＪ，ＬａｌｌｍａｎＦ［８］介绍了美国Ｈｙｐｅｒ⁃Ｘ计划试飞成功的Ｘ⁃４３Ａ飞行器整个飞行过程，并给出任务飞行器在超燃冲压发动机试验阶段和下降段的控制律框图，分析该控制回路的控制性能和鲁棒特性㊂目前关于高超声速飞行器操纵性／控制一体化设计的文献未见报道㊂本文提出了以控制性能最优为目标的高超声速飞行器操纵性／控制律一体化设计优化方法，论文采用并行子空间的优化方法，通过建立基于径向基神经网络的气动学科和控制学科的响应面模型，来近似状态变量与设计变量之间的关系，在满足子空间和系统级约束的前提下，逐步迭代至收敛，并得到最优的舵面参数及其与之匹配的控制系统㊂１㊀优化设计方法多学科设计优化方法是一种针对复杂系统进行设计和优化的策略，它将复杂的大系统分解成多个易于处理的子系统，但各子系统之间存在相互耦合变量㊂并行子空间方法［９］可用来解决多学科设计中的多目标问题，它的每一次优化均包含系统分析和敏感性分析，并能够在具有强耦合特性的ＭＤＯ问题中找出系统的Ｐａｒｅｔｏ解集㊂图１是一个具有２个目标和２个相互耦合系统的ＭＤＯ问题㊂其中ＸＡ和ＸＢ代表２个子系统的设计量，ＹＡ和ＹＢ代表了２个子系统之间相互耦合的变量，ＦＡ和ＦＢ分别代表２个子系统的优化目标㊂在并行子空间方法中，并没有系统级的优化目标函数，而是利用每个子空间中独立的目标函数作为优化目标，在每个循环周期中对２个子空间并行优化直至收敛㊂图１㊀ＭＤＯ问题示意图Ｆｉｇ．１㊀ＭＤＯｐｒｏｂｌｅｍｆｒａｍｅ㊀㊀为克服系统分析十分耗时的缺陷，可采用响应面方法对子系统进行近似，在优化过程中通过响应面模型获取子系统需要的状态变量和耦合变量的信息㊂式（１）是两目标并行子空间优化问题：㊀㊀㊀㊀㊀㊀ＳｕｂｓｐａｃｅＡｍｉｎ㊀ＦＡ（ＸＡｓｕｂ）ｓ．ｔ．㊀ＣＡ（ＸＡｓｕｂ）ɤＣ０ＡＨＡ（ＸＡｓｕｂ）＝Ｈ０ＡＹＡ＝ＲＳＭ（ＸＡｓｕｂ）ＳｕｂｓｐａｃｅＢｍｉｎ㊀ＦＢ（ＸＢｓｕｂ）ｓ．ｔ．㊀ＣＢ（ＸＢｓｕｂ）ɤＣ０ＢＨＢ（ＸＢｓｕｂ）＝Ｈ０ＢＹＢ＝ＲＳＭ（ＸＢｓｕｂ）ìîíïïïïïïïïïïïïïïïï（１）式中㊀Ｆ为目标函数；Ｘ为设计向量；Ｙ为耦合向量；Ｃ为不等式约束；Ｈ为等式约束；ＲＳＭ表示响应面模型㊂本文主要考虑高超声速飞行器舵面几何参数的不同对操纵性和控制律带来的影响，以及气动学科与控２０６２０１５年１０月固体火箭技术第３８卷制学科间的耦合关系，对操纵性和控制律一体化设计㊂一方面，气动计算得出的气动力和力矩系数会对控制学科的计算和设计造成影响；另一方面，舵面的偏转指令由控制系统给出，并将引起飞行器气动力和力矩系数的变化㊂针对高超声速飞行器操纵性和控制性能之间的相互影响关系，本文分别建立了气动学科和控制学科模型，作为系统优化的２个子空间，并以气动力和力矩系数作为２个子空间之间的耦合变量，对飞行器的操纵性和控制律进行一体化设计㊂２㊀高超声速飞行器气动模型本文设计的高超声速飞行器气动外形与美国海军研究办公室２００２年启动的ＨｙＦｌｙ计划中的飞行器类似，是一种轴对称飞行器㊂飞行器包括助推器和任务飞行器两部分，任务飞行器采用锥形头部，圆柱形弹体的结构，肩部安装进气道与超燃冲压发动机相连，弹体尾部安装操纵舵面，如图２所示㊂高超声速飞行器舵面尺寸如图３所示㊂共有舵面梢部位置（Ｘ２）㊁根部弦长（Ｃ１）㊁梢部弦长（Ｃ２）㊁梢部到轴线距离（Ｓ２）４个因素，每个因素各取４个水平作为正交试验设计的数据，表１为因素水平表㊂图２㊀高超声速任务飞行器Ｆｉｇ．２㊀Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅ图３㊀舵面参数示意图Ｆｉｇ．３㊀Ｒｕｄｄｅｒｓｕｒｆａｃｅｐａｒａｍｅｔｅｒｓ表１㊀正交试验设计因素水平㊀㊀Ｔａｂｌｅ１㊀Ｌｅｖｅｌｓｏｆｏｒｔｈｏｇｏｎａｌｔｅｓｔｆａｃｔｏｒ㊀㊀㊀ｍ因素１２３４内容Ｘ２Ｃ１Ｃ２Ｓ２水平１，２，３，４１，２，３，４１，２，３，４１，２，３，４数值３．２，３．０７，２．９４，２．８０．４，０．３４，０．２８，０．２０．３，０．２，０．１，０．０１０．６，０．５，０．４，０．３正交表选择Ｌ１６（４５）㊂利用ＣＦＤ软件计算１６组舵面在不同飞行条件下的纵向气动参数㊂飞行器自动驾驶仪的设计和分析主要依赖于气动学科传递过来的动力系数，而动力系数的计算则主要表现在气动参数偏导数和相应飞行条件对其的影响㊂因此正交试验表的试验指标可定为飞行器在一定飞行条件下法向力系数分别对攻角和舵偏角的偏导数，以及俯仰力矩系数分别对攻角和舵偏角的偏导数，即ＣαＮ㊁ＣδＮ㊁Ｃαｍ㊁Ｃδｍ４个数据表示，列出该正交试验表，如表２所示㊂表２㊀正交试验表Ｔａｂｌｅ２㊀Ｏｒｔｈｏｇｏｎａｌｔｅｓｔｔａｂｌｅ试验号Ｘ２Ｃ１Ｃ２Ｓ２空ＣαｍＣδｍＣαＮＣδＮ１３．２０．３４０．１０．５３－０．００９３－０．００９２０．１１７６０．０１８８２２．９４０．２０．３０．５２－０．００９５－０．００９７０．１１８７０．０２０６３３．０７０．２０．１０．４４－０．００５３－０．００５００．１０９７０．０１０６４２．８０．３４０．３０．４１－０．００８９－０．００７６０．１１７９０．０１６５５３．２０．２８０．３０．３４－０．００４３－０．００４３０．１０７１０．００８５６２．９４０．４０．１０．３１－０．００４４－０．００３４０．１０８００．００７４７３．０７０．４０．３０．６３－０．０１６３－０．０１６６０．１３１７０．０３３８８２．８０．２８０．１０．６２－０．０１０７－０．０１０１０．１２２４０．０２２６９３．２０．４０．０１０．４２－０．００６９－０．００６１０．１１２７０．０１２５１０２．９４０．２８０．２０．４３－０．００７０－０．００６３０．１１３５０．０１３６１１３．０７０．２８０．０１０．５１－０．００７４－０．００６７０．１１４４０．０１４５１２２．８０．４０．２０．５４－０．０１１７－０．０１０６０．１２４３０．０２３３１３３．２０．２０．２０．６１－０．０１０７－０．０１１６０．１２０２０．０２３６１４２．９４０．３４０．０１０．６４－０．０１０３－０．００９７０．１２０９０．０２１１１５３．０７０．３４０．２０．３２－０．００４２－０．００３７０．１０７２０．００７６１６２．８０．２０．０１０．３３－０．００２８－０．００２２０．１０４８０．００４９利用正交试验设计方法选取的１６个设计点，以及每个设计点对应的法向力系数和俯仰力矩系数分别对攻角和舵偏角的偏导数ＣαＮ㊁ＣδＮ㊁Ｃαｍ㊁Ｃδｍ，根据径向基神经网络方法建立高超声速飞行器气动学科的响应面近似模型，并选择高斯函数作为该网络的径向基函数㊂气动学科的响应面模型为气动系数的偏导数与全动舵面几何参数的函数关系，具体数值选取如表２所示，在马赫数一定的前提下，响应面模型可表示为式（２）的形式：Ｃαｍ＝ＲＳＭＣαｍ（Ｘ１，Ｘ２，Ｃ１，Ｃ２，Ｓ１，Ｓ２）Ｃδｍ＝ＲＳＭＣδｍ（Ｘ１，Ｘ２，Ｃ１，Ｃ２，Ｓ１，Ｓ２）ＣαＮ＝ＲＳＭＣαＮ（Ｘ１，Ｘ２，Ｃ１，Ｃ２，Ｓ１，Ｓ２）ＣδＮ＝ＲＳＭＣδＮ（Ｘ１，Ｘ２，Ｃ１，Ｃ２，Ｓ１，Ｓ２）ìîíïïïïïï（２）３㊀高超声速飞行器控制系统模型本文的高超声速飞行器是轴对称外形，其纵向和侧向特性相同，因此仅以俯仰通道为例进行控制系统３０６ ２０１５年１０月尉建利，等：高超声速飞行器操纵性／控制律一体化设计方法第５期设计㊂其中分离段要求任务飞行器能够快速克服分离扰动的影响，达到超燃冲压发动机要求的开机窗口；巡航段要求飞行器能够克服飞行环境中的扰动影响，使姿态角和姿态角速度始终保持在发动机的工作条件范围内㊂在这两个飞行阶段，要求自动驾驶仪能够对高超声速飞行器精确姿态控制，本文采用如图４所示的攻角驾驶仪，并研究了基于ＬＱＲ的攻角驾驶仪最优控制设计问题［１０］图４㊀攻角驾驶仪框图Ｆｉｇ．４㊀Ａｎｇｌｅｏｆａｔｔａｃｋａｕｔｏｐｉｌｏｔ㊀㊀本文采用ＬＱＲ方法计算驾驶仪中的增益控制器㊂飞行器的纵向运动可以用飞行器的短周期运动方程近似描述，纵向运动的小扰动线性化模型如式（３）所示：ϑ㊃㊃＋ａ２４α＋ａ２５δｚ＝０θ㊃－ａ３４α－ａ３５δｚ＝０ϑ＝θ＋αìîíïïïï（３）㊀㊀其状态空间描述为ｘ㊃＝Ａｘ＋Ｂｕｙ＝Ｃｘ＋Ｄｕ{（４）其中，ｘ＝αϑ㊃éëêêùûúú，ｕ＝δｚ，ｙ＝αｍϑ㊃ｍéëêêùûúúＡ＝－ａ３４㊀１－ａ２４㊀０éëêêùûúú，Ｂ＝－ａ３５－ａ２５éëêêùûúúＣ＝１㊀００㊀１éëêêùûúú，Ｄ＝００éëêêùûúú㊀㊀图４中的被控对象传递函数如式（５）和式（６）所示：ϑ㊃δｚ＝－ａ２５ｓ＋（ａ２４ａ３５－ａ２５ａ３４）ｓ２＋ａ３４ｓ＋ａ２４（５）αδｚ＝－ａ３５ｓ－ａ２５ｓ２＋ａ３４ｓ＋ａ２４（６）㊀㊀根据ＬＱＲ最优控制问题中的跟踪调节器问题［１１］对本文中采用的纵向自动驾驶仪结构进行设计，最优性能指标定义为攻角跟踪的误差㊁俯仰角速率以及舵偏角速率的加权平方和的形式，其中，攻角跟踪误差和俯仰角速率为观测量，舵偏角速率为输入量，其惩罚函数为ｍｉｎ㊀Ｊ＝ʏ０ɕ［Ｑ１１（αｍ－αｃ）２＋Ｑ２２ϑ㊃２＋Ｒ１１δ㊃ｚ］ｄｔｘ㊃１＝Ａ１ｘ１＋Ｂ１ｕ１ｓ．ｔ．ｙ１＝Ｃ１ｘ１＋Ｄ１ｕ１－［１㊀０㊀０］Ｔｒｚ１＝Ｈ１ｘ１＋Ｌ１ｕ１－ｒìîíïïïïïï（７）其中，ｘ１＝αϑ㊃δｚéëêêêêùûúúúú，ｙ１＝αｍ－αｃα㊃ｍϑ㊃㊃ｍéëêêêêùûúúúúｕ１＝δ㊃ｚ，ｒ＝αｃＡ１＝Ａ㊀Ｂ０㊀０éëêêùûúú，Ｂ１＝００１éëêêêùûúúúＣ１＝Ｃ（１，：）㊀Ｄ（１，：）㊀ＣＡ㊀㊀㊀ＣＢéëêêùûúú，Ｄ１＝０ＤéëêêùûúúＨ１＝㊀㊀Ｃ１（１，：）Ｃ（２，：）㊀Ｄ（２，：）éëêêùûúú，Ｌ１＝Ｄ１（１，：）㊀㊀０éëêêùûúú㊀㊀将跟踪问题转化为标准ＬＱＲ问题，令ｘ２＝Ｃ１ｘ１，ｙ２＝ｘ２，ｕ２＝ｕ１（８）㊀㊀则状态方程可转化为ｘ㊃２＝Ａ２ｘ２＋Ｂ２ｕ２ｙ２＝ｘ２{（９）㊀㊀惩罚函数中对应的加权系数可转化为Ｑ２＝（Ｃ－１１）ＴＨＴ１Ｑ１１㊀００㊀Ｑ２２éëêêùûúúＨ１Ｃ－１１Ｒ２＝Ｒ１１ìîíïïïï（１０）㊀㊀根据标准ＬＱＲ问题的求解方法，求解式（１１）的代数Ｒｉｃｃａｔｉ方程：ＡＴ２Ｐ＋ＰＡ２－ＰＢ２Ｒ－１２ＢＴ２Ｐ＋Ｑ２＝０（１１）㊀㊀则控制系统的增益为Ｋ＝－Ｒ－１２ＢＴ２Ｐ（１２）㊀㊀最优控制指令为ｕ２＝Ｋｘ２＝Ｋ（ｙ１－Ｄ１ｕ１）（１３）㊀㊀即ｕ１＝Ｋｏｐｔｙ１Ｋｏｐｔ＝（Ｉ＋ＫＤ１）－１Ｋ＝ＫＩ㊀Ｋα㊀Ｋωｚ[]{（１４）㊀㊀因此该驾驶仪结构的最优控制指令可表示为δｚ＝［－ＫＩ㊀Ｋα㊀Ｋωｚ］ʏ（αｃ－αｍ）㊀㊀αｍ㊀㊀ϑ㊃ｍéëêêêêêùûúúúúú（１５）㊀㊀利用正交试验设计方法选取的１６个全动舵面设计点，飞行条件均为高度２２ｋｍ，飞行速度Ｍａ＝６，攻角４０６ ２０１５年１０月固体火箭技术第３８卷５ʎ㊂计算１６个设计点的静稳定动力系数ａ２４㊁操纵动力系数ａ２５㊁法向力动力系数ａ３４和舵面动力系数ａ３５作为响应面模型的输入变量，以最优控制性能指标Ｊ和控制系统调节时间ｔｓ为目标，采用径向基神经网络方法构建高超声速飞行器控制学科的响应面近似模型，并选择高斯函数作为该网络的径向基函数㊂则响应面模型如式（１６）所示：Ｊ＝ＲＳＭＪ（ａ２４，ａ２５，ａ３４，ａ３５）ｔｓ＝ＲＳＭｔｓ（ａ２４，ａ２５，ａ３４，ａ３５）{（１６）４㊀优化算法及优化结果本文优化算法选用多目标遗传算法（ＭＯＧＡ）对系统优化设计［１２］㊂ＭＯＧＡ是一种处理大规模问题时，搜索Ｐａｒｅｔｏ最优解的算法㊂该算法利用ＧＡ中适应值函数的概念，配合选择㊁交叉㊁变异等算子进化种群，在每一次迭代时，均能进化生成一组新的解，同时引入多目标优化算法中非劣解的概念，并且使用小生境技术来提高种群的多样性㊂本文优化设计的任务是在满足约束条件下，找到控制性能最优的舵面参数并得到相应的控制系统，即通过优化式（１７）所述的问题得到最优解：ｆｉｎｄ㊀Ｘ＝Ｘ２，Ｃ１，Ｃ２，Ｓ２，Ｋωｚ，ＫＨɕ[]ｍｉｎ㊀Ｙ＝［Ｊ，ｔｓ］（１７）ｓ．ｔ．㊀Ｇ（Ｘ）ɤ０Ｃδｍ／Ｃαｍ（Ｘ）＞εＧｍȡ１０ｄＢ，Ｐｍȡ６０ʎìîíïïïï式中㊀Ｘ为需要设计的状态变量，包括舵面几何参数和自动驾驶仪的控制器参数；Ｙ为系统优化目标，即最优性能指标值Ｊ和控制系统调节时间ｔｓ；Ｇ为Ｘ中需要满足的结构上的约束及变化范围的限制；Ｃδｍ／Ｃαｍ代表飞行器在分离段和巡航段对操纵性的约束要求；Ｇｍ和Ｐｍ则代表控制系统幅值裕度和相角裕度的约束要求㊂整个设计优化的流程主要分４步对系统进行寻优：（１）确定优化问题的数学模型，即将高超声速飞行器的气动学科响应面模型和控制学科响应面模型加入到优化过程中㊂（２）求解式（１７），利用ＭＯＧＡ算法对设计变量进行寻优，得到Ｐａｒｅｔｏ最优解集㊂优化过程中采用步骤１中所获得的响应面模型进行计算分析，因为控制学科响应面模型已隐含了控制系统的作用，不需要对每个子代个体设计准确的控制器㊂（３）根据优化所得到的Ｐａｒｅｔｏ非劣解集，通过ＣＦＤ软件计算Ｐａｒｅｔｏ前沿上不同舵面参数对应的高超声速飞行器在相同飞行条件下的气动数据，分析飞行器的气动数据和操稳特性㊂再根据ＬＱＲ最优控制系统设计方法对最优解设计相应的控制系统，并在时域和频域下分析控制系统的性能指标㊂ｆｉｎｄ㊀Ｘ＝Ｘ２，Ｃ１，Ｃ２，Ｓ２，Ｋωｚ，ＫＨɕ[]ｍｉｎ㊀Ｙ＝［Ｊ，ｔｓ］（１８）ｓ．ｔ．㊀２．８ɤＸ２ɤ３．２０．２ɤＣ１ɤ０．４０＜Ｃ２ɤ０．３０．３ɤＳ２ɤ０．６Ｃδｍ／Ｃαｍ（Ｘ）ȡ０．３Ｇｍȡ１０ｄＢ，Ｐｍȡ６０ʎìîíïïïïïïïï㊀㊀（４）对所得最优解在分离段和巡航段分别作纵向三自由度的仿真分析，观察该飞行器在相应自动驾驶仪的控制下，对姿态角指令的跟随情况，以及在加入扰动后飞行器姿态角和角速度的响应情况㊂根据分离段对高超声速飞行器操纵性要求，优化分离过程中使用的全动舵面，其优化问题为求解式（１８），利用ＭＯＧＡ算法对设计变量进行寻优，设置种群大小为５０，最大进化代数为１００，停止代数也为１００，Ｐａｒｅｔｏ最优解个数为１５㊂优化所得的Ｐａｒｅｔｏ最优解对应的状态变量如表３所示㊂表３㊀全动舵面Ｐａｒｅｔｏ最优解Ｔａｂｌｅ３㊀ＰａｒｅｔｏｏｐｔｉｍａｌｓｏｌｕｔｉｏｎｓｆｏｒｃｏｎｔｒｏｌｓｕｒｆａｃｅＮｏ．Ｘ２Ｃ１Ｃ２Ｓ２Ｊｔｓ１３．０６５５０．３５７３０．２８３６０．５３７８１０９．４６４６０．４６６７２２．９１４７０．３３２００．２０９６０．３８１８１３９．８１９２０．４５８５３２．９１３９０．３３３００．２０５７０．３９０７１３７．６０３２０．４５８７４２．９２１４０．３３２９０．２３１５０．３６８８１４１．１４８５０．４５６６５２．８７８４０．３３２２０．２１８６０．４２２５１３０．０４９６０．４６６７６２．９０７３０．３３３００．２１９００．３８０７１３９．１８９１０．４５８６７２．８９７６０．３３２５０．２２５８０．３９２３１３５．６５１２０．４５９７８２．８６１５０．３２９５０．１２２６０．４７１４１３１．０４０００．４６４４９３．０４５７０．３６５７０．２８５３０．５３６２１０３．４６６５０．４６７１１０２．８８３９０．３２７１０．２１９６０．４０５１１３４．０５２９０．４６０８１１２．８７１５０．３３１７０．１４２６０．４４６３１３２．５３３２０．４６３０１２２．９２１４０．３３２９０．２３１５０．３６８８１４１．１４８５０．４５６６１３３．０５３６０．３６３６０．２８４９０．５３６３１０４．３４０６０．４６６７１４２．９８０５０．３４５１０．２５２００．３７７４１３５．４６４３０．４６００１５３．０５６７０．３５８５０．２８５５０．５３６５１０８．６０９５０．４６６７因为调节时间相差很小，故选择最优性能指标Ｊ最小值的对应项为优化所得的系统最优解，即第９组参数㊂５０６ ２０１５年１０月尉建利，等：高超声速飞行器操纵性／控制律一体化设计方法第５期采用第３节中的ＬＱＲ最优控制问题求解方法，选取惩罚函数中的加权系数如下：Ｑ１１＝５，Ｑ２２＝０．０６，Ｒ１１＝０．００１㊀㊀可计算得到最优舵面下攻角自动驾驶仪各回路的增益，如式（１９）所示：Ｋｏｐｔ＝－ＣＩ㊀Ｃα㊀Ｃωｚéëêêêêùûúúúú＝－７０．７１４４㊀１２．４３２１㊀０．８５４１éëêêêùûúúú（１９）㊀㊀则自动驾驶仪开环Ｂｏｄｅ图如图５所示，可知该攻角回路的幅值裕度为１３．９ｄＢ，相角裕度为７０．４ʎ，满足１０ｄＢ㊁６０ʎ的设计条件㊂阶跃响应曲线如图６所示，可知系统调节时间约为０．５ｓ，系统无稳态误差㊂---100100200300----18027036045010101010101010-112345/d B/(/)rad s 图５㊀攻角回路Ｂｏｄｅ图Ｆｉｇ．５㊀Ｂｏｄｅｐｌｏｔｆｏｒａｎｇｌｅｏｆａｔｔａｃｋｌｏｏｐ (109080706)050403020100 01 0203 04 05 06 07 08 09.........t /s图６㊀驾驶仪单位阶跃响应曲线Ｆｉｇ．６㊀Ｕｎｉｔｓｔｅｐｒｅｓｐｏｎｓｅｆｏｒａｕｔｏｐｉｌｏｔ５㊀仿真验证５．１㊀分离段纵向模型仿真分析本文讨论的高超声速飞行器的分离高度为２２ｋｍ，分离时刻速度约为Ｍａ＝６，飞行器超燃冲压发动机点火的攻角为４．８ʎ㊂在分离时刻（２ｓ）加入分离扰动模型，其中俯仰角速度最大１５（ʎ）／ｓ，攻角最大值为２ʎ㊂选取正交试验表２中的１６种舵面尺寸及相应的控制器参数的仿真结果与最优舵面条件下飞行器的仿真结果进行对比，飞行器在分离过程中的攻角和舵偏角曲线，分别如图７和图８所示㊂65655545435325 (2)222426283323436384........t /s图７㊀分离段攻角对比Ｆｉｇ．７㊀Ａｎｇｌｅｏｆａｔｔａｃｋｉｎｓｅｐａｒａｔｉｏｎｐａｒｔ-----1510505101520252222426283323436384........t /sδ图８㊀分离段舵偏角对比Ｆｉｇ．８㊀Ｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎｉｎｓｅｐａｒａｔｉｏｎｐａｒｔ㊀㊀由图７可知，飞行器为克服分离扰动带来的影响，将姿态从初始分离时刻调整到超燃冲压发动机的开机条件４．８ʎ攻角㊂首先，在最优舵面条件下，飞行器攻角的最大抖动幅值约为１．５ʎ，调节时间在１ｓ以内，在姿态调节的最后阶段，最优舵面能很准确的达到攻角指令㊂其次，从图７中可知，最优舵面的对扰动的抑制能力要优于其他舵面的情况，具有更小的姿态角抖动幅值和更快的姿态调节时间㊂由图８可知，在最优舵面条件下，飞行器的舵偏角在＋３ʎ －１０ʎ范围内变化，而其它舵面偏转角度较大，会导致飞行器舵面面临的铰链力矩值较大，容易对舵机造成冲击，同时会导致飞行器进入非线性区域㊂５．２㊀巡航段纵向模型仿真分析飞行器巡航高度约为２２ｋｍ，巡航马赫数约为Ｍａ＝６，巡航段的平衡攻角为４．８ʎ㊂在巡航段加入阵风扰动模型㊂飞行器在巡航段受到扰动后，姿态角变化幅值较小，故此时需要考虑舵机死区和间隙带来的影响，认为其值为０．３ʎ㊂６０６ ２０１５年１０月固体火箭技术第３８卷分２种情况仿真，首先在第１０ｓ加入ＮＡＳＡ复合型９ｍ／ｓ阵风扰动，对比飞行器对大幅值风干扰的抑制能力；其次加入幅值为４ｍ／ｓ的连续正弦形阵风，对比飞行器对小幅值持续风干扰的抑制能力，仿真结果如图９ 图１１所示㊂555444444........8..........101112131415101112131415t /st /s图９㊀巡航段攻角Ｆｉｇ．９㊀Ａｎｇｌｅｏｆａｔｔａｃｋｉｎｃｒｕｉｓｅｐａｒｔ㊀㊀由图９可知，当在巡航段飞行过程中出现强阵风干扰时，采用最优舵面抑制扰动，其控制快速性约为０．６ｓ㊂飞行器攻角变化的幅值为０．３ʎ㊂阵风过后，最优舵面控制的飞行器由于舵机间隙和死区的影响，姿态会在小幅度范围内抖动㊂当出现幅值较小的持续扰动时，最优舵面具有很好的扰动抑制能力，飞行器姿态的抖动幅值在０．１ʎ以内㊂---6420 (080604020)020406081101112131415t /st /sNASA图１０㊀巡航段俯仰角速度Ｆｉｇ．１０㊀ｐｉｔｃｈｒａｔｅｉｎｃｒｕｉｓｅｐａｒｔ㊀㊀由图１０可知，强阵风干扰下，采用最优舵面的高超声速飞行器，俯仰角速度变化幅值约为３（ʎ）／ｓ㊂在小幅度持续干扰条件下，采用最优舵面能够将飞行过程中飞行器姿态的抖动角速度保持约为０．８（ʎ）／ｓ㊂由图１１可知，采用最优舵面时，飞行器舵偏角的变化在２．５ʎ范围内㊂由于间隙的影响，会产生振荡并影响飞行器的姿态出现抖动现象㊂在小幅度持续干扰下，最优舵面对扰动很敏感，能够迅速的对扰动做出响应㊂--.--.--.--.--.-23456.-..-..-..-..-.4054141542425434354444545101112131415t /st /s图１１㊀巡航段舵偏角Ｆｉｇ．１１㊀Ｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎｉｎｃｒｕｉｓｅｐａｒｔ６㊀结论（１）为满足高超声速飞行器在分离段和巡航段操纵性需求差别比较大的要求，本文提出了基于响应面的并行子空间优化策略对高超声速飞行器操纵性／控制律一体化设计方法㊂（２）设计了基于ＬＱＲ控制器改进的攻角驾驶仪，在保证时域㊁频域具有良好特性的同时，对分离段和巡航段均具有较好的抗干扰能力㊂（３）通过仿真验证可知，本文提出的操纵性／控制律一体化设计方法，能够设计出优于其他舵面外形的最优解，有效提升高超声速飞行器在分离段稳定姿态的快速性，且有效抑制巡航段大气扰动的影响，具有较高的控制精度，为高超声速飞行器高精度控制提供了新的思路㊂参考文献：［１］㊀ＪａｒｏｓｌａｗＳｏｂｉｅｓｚｃｚａｎｓｋｉ⁃Ｓｏｂｉｅｓｋｉ．Ｍｕｌｔｉｄｉｓｃｉｐｌｉｎａｒｙａｅｒｏｓｐａｃｅｄｅｓｉｇｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ：ｓｕｒｖｅｙｏｆｒｅｃｅｎｔｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｓ［Ｃ］／／３４ｔｈＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅｓＭｅｅｔｉｎｇａｎｄＥｘｈｉｂｉｔ，Ｊａｎｕａｒｙ１９９６．［２］㊀ＫｅｖｉｎＭＲｙａｎ，ＭａｒｋＪＬｅｗｉｓ．Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｒｏｂｕｓｔｏｐｔｉｍｉｚａ⁃ｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｓａｐｐｌｉｅｄｔｏｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｄｅｓｉｇｎ［Ｃ］／／Ｇｕｉｄａｎｃｅ，Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ，ａｎｄＣｏｎｔｒｏｌａｎｄＣｏ⁃ｌｏｃａｔｅｄＣｏｎｆｅｒ⁃ｅｎｃｅｓ，１９⁃２２Ａｕｇｕｓｔ２０１３，Ｂｏｓｔｏｎ，ＭＡ，ＡＩＡＡ２０１３⁃４６８０．［３］㊀张勇，陆宇平．高超声速飞行器控制一体化设计［Ｊ］．航空动力学报，２０１２，２７（１２）：２７２４⁃２７３２．［４］㊀张登峰，高金源．基于ＭＤＯ技术的飞机操纵面参数／飞行控制律多目标优化设计［Ｊ］．航空学报，２００８，２９（６）：１６２６⁃１６３３．［５］㊀ＳａｄｒａｅｙＭ，ＣｏｌｇｒｅｎＲ．ＡｓｙｓｔｅｍｓｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｐｐｒｏａｃｈｔｏｔｈｅｄｅｓｉｇｎｏｆｃｏｎｔｒｏｌｓｕｒｆａｃｅｓｆｏｒＵＡＶｓ［Ｃ］／／４５ｔｈＡＩＡＡＡｅｒｏ⁃ｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅｓＭｅｅｔｉｎｇａｎｄＥｘｈｉｂｉｔ，８⁃１１Ｊａｎｕａｒｙ２００７，Ｒｅ⁃ｎｏ，Ｎｅｖａｄａ，ＡＩＡＡ２００７⁃６６０．（下转第６５２页）７０６ ２０１５年１０月尉建利，等：高超声速飞行器操纵性／控制律一体化设计方法第５期ｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｏｆｈｙｄｒｏｇｅｎ⁃ｏｘｙｇｅｎｍｉｘｔｕｒｅｓ２ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｗｉｔｈａｎｅｘｐａｎｄｉｎｇａｎｎｕｌａｒｃｈａｎｎｅｌ［Ｊ］．Ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ，ＥｘｐｌｏｓｉｏｎａｎｄＳｈｏｃｋ，２００８，４４（３）：３３０⁃３４２．［５］㊀刘世杰，刘卫东，林志勇，等．连续旋转爆震波传播过程研究（Ⅰ）：同向传播模式［Ｊ］．推进技术，２０１４，３５（１）：１３８⁃１４４．［６］㊀刘世杰，刘卫东，林志勇，等．连续旋转爆震波传播过程研究（Ⅱ）：双波对撞传播模式［Ｊ］．推进技术，２０１４，３５（２）：２６９⁃２７５．［７］㊀ＤａｖｉｄｅｋｏｌＤＭ．ＮｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆＨ２／Ｏ２ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｓｐｉｎｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗｉｔｈａｄｅｔａｉｌｅｄｃｈｅｍｉｃａｌｍｅｃｈａｎｉｓｍ［Ｃ］／／２１ｓｔＩＣＤＥＲＳ（ＣＤ⁃ＲＯＭ），２００７．［８］㊀ＴａｋａｙｕｋｉＹａｍａｄａ，ＫｏｉｃｈｉＡＨａｙａｓｈｉ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｒｅｓｈｏｌｄｏｆｌｉｍｉｔｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｉｎｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅ［Ｃ］／／４８ｔｈＡＩＡＡＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅｓＭｅｅｔｉｎｇＩｎｃｌｕｄｉｎｇｔｈｅＮｅｗＨｏｒｉｚｏｎｓＦｏｒｕｍａｎｄＡｅｒｏｓｐａｃｅＥｘｐｏｓｉｔｉｏｎ．４⁃７Ｊａｎｕａｒｙ２０１０，Ｏｒｌａｎｄｏ，Ｆｌｏｒｉｄａ．［９］㊀姜孝海，范宝春，董刚．旋转爆轰流场的数值模拟［Ｊ］．推进技术，２００７，２８（４）：４０３⁃４０７．［１０］㊀张旭东，范宝春，归明月，等．旋转爆轰的三维结构和侧向稀疏波的影响［Ｊ］．爆炸与冲击，２０１０，３０（４）：３７⁃３４０．［１１］㊀邵业涛，王健平．连续爆轰发动机的二维数值模拟研究［Ｃ］／／第十三届全国激波与激波管会议，长沙：２００８．［１２］㊀翁春生，王浩．计算内弹道学［Ｍ］．北京：国防工业出版社，２００６．［１３］㊀马丹花，翁春生．爆震管内扰流片对爆震波影响的数值分析［Ｊ］．推进技术，２０１１，３２（３）：４２５⁃４３０．［１４］㊀马丹花，翁春生．脉冲爆轰发动机内三维两相爆轰的数值计算［Ｊ］．推进技术，２０１０，３１（４）：５０３⁃５０７．［１５］㊀ＷａｎｇＧ，ＺｈａｎｇＤ，ＬｉｕＫ，ｅｔａｌ．ＡｎｉｍｐｒｏｖｅＣＥ／ＳＥｓｃｈｅｍｅｆｏｒｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｇａｓｅｏｕｓａｎｄｔｗｏ⁃ｐｈａｓｅｄｅｔｏｎａ⁃ｔｉｏｎｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｕｔｅｒｓａｎｄＦｌｕｉｄｓ，２０１０，３９（１）：１６８⁃１７７．［１６］㊀洪滔，秦承森．气体⁃燃料液滴两相系统爆轰的数值模［Ｊ］．爆炸与冲击，１９９９，１９（４）：３３５⁃３４２．［１７］㊀ＣｈａｎｇＳＣ．ＡｎｅｗａｐｐｒｏａｃｈｆｏｒｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｎｇｈｉｇｈｌｙｓｔａｂｌｅｈｉｇｈｏｒｄｅｒＣＳＳＥｓｃｈｅｍｅｓ［Ｒ］．ＡＩＡＡ２０１０⁃５４３．（编辑：崔贤彬）（上接第６０７页）［６］㊀ＲｕｂｅｎＥＰｅｒｅｚ，ＨｕｇｈＨＴＬｉｕ．Ｆｌｉｇｈｔｄｙｎａｍｉｃｓａｎｄｃｏｎｔｒｏｌｍｕｌｔｉｄｉｓｃｉｐｌｉｎａｒｙｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎｉｎａｉｒｃｒａｆｔｃｏｎｃｅｐｔｕａｌｄｅｓｉｇｎｏｐ⁃ｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ［Ｃ］／／１０ｔｈＡＩＡＡ／ＩＳＳＭＯＭｕｌｔｉｄｉｓｃｉｐｌｉｎａｒｙＡｎａｌｙ⁃ｓｉｓａｎｄＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅ，３０Ａｕｇｕｓｔ⁃１Ｓｅｐｔｅｍｂｅｒ２００４，Ａｌｂａｎｙ，ＮｅｗＹｏｒｋ，ＡＩＡＡ２００４⁃４４３５．［７］㊀ＣａｔｈｅｒｉｎｅＢａｈｍ，ＥｔｈａｎＢａｕｍａｎｎ，ＪｏｈｎＭａｒｔｉｎ．ＴｈｅＸ⁃４３ＡＨｙｐｅｒ⁃ＸＭａｃｈ７ｆｌｉｇｈｔ２ｇｕｉｄａｎｃｅ，ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ，ａｎｄｃｏｎｔｒｏｌｏ⁃ｖｅｒｖｉｅｗａｎｄｆｌｉｇｈｔｔｅｓｔｒｅｓｕｌｔｓ［Ｒ］．ＡＩＡＡ２００５⁃３２７５．［８］㊀ＤａｖｉｄｓｏｎＪ，ＬａｌｌｍａｎＦ，ＭｃＭｉｎｎＪＤ．ＦｌｉｇｈｔｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｓｆｏｒＮＡＳＡ＇ｓＨｙｐｅｒ⁃Ｘｒｅｓｅａｒｃｈｖｅｈｉｃｌｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ⁃９９⁃４１２４．［９］㊀ＨｕａｎｇＣＨ，ＧａｌｕｓｋｉＪ．Ｍｕｌｔｉ⁃ｏｂｊｅｃｔｉｖｅｐａｒｅｔｏｃｏｎｃｕｒｒｅｎｔｓｕｂ⁃ｓｐａｃｅｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｆｏｒｍｕｌｔｉｄｉｓｃｉｐｌｉｎａｒｙｄｅｓｉｇｎ［Ｊ］．ＡＩＡＡＪｏｕｒｎａｌ，２００７，４５（８）．［１０］㊀ＣｕｒｔｉｓＰＭｒａｃｅｋ，ＢｒｅｔｔＲｉｄｇｅｌｙＤ．Ｍｉｓｓｉｌｅｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌａｕｔｏ⁃ｐｉｌｏｔｓ：ｃｏｎｎｅｃｔｉｏｎｓｂｅｔｗｅｅｎｏｐｔｉｍａｌｃｏｎｔｒｏｌａｎｄｃｌａｓｓｉｃａｌｔｏ⁃ｐｏｌｏｇｉｅｓ［Ｃ］／／ＡＩＡＡＧｕｉｄａｎｃｅ，Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ，ａｎｄＣｏｎｔｒｏｌＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅａｎｄＥｘｈｉｂｉｔ，ＡＩＡＡ２００５⁃６３８１．［１１］㊀ＣｕｒｔｉｓＰＭｒａｃｅｋ，ＢｒｅｔｔＲｉｄｇｅｌｙＤ．Ｏｐｔｉｍａｌｃｏｎｔｒｏｌｓｏｌｕｔｉｏｎｆｏｒｄｕａｌ（ｔａｉｌａｎｄｃａｎａｒｄ）ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄｍｉｓｓｉｌｅｓ［Ｃ］／／ＡＩＡＡＧｕｉｄａｎｃｅ，Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ，ａｎｄＣｏｎｔｒｏｌＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅａｎｄＥｘｈｉｂｉｔ，ＡＩＡＡ２００６⁃６５６９．［１２］㊀ＰａｒａｓｈａｒＳ，ＢｌｏｅｂａｕｍＣＬ．Ｍｕｌｔｉ⁃ｏｂｊｅｃｔｉｖｅｇｅｎｅｔｉｃａｌｇｏｒｉｔｈｍｃｏｎｃｕｒｒｅｎｔｓｕｂｓｐａｃｅｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ（ＭＯＧＡＣＳＳＯ）ｆｏｒｍｕｌｔｉ⁃ｄｉｓｃｉｐｌｉｎａｒｙｄｅｓｉｇｎ［Ｒ］．ＡＩＡＡ２００６⁃２０４７．（编辑：吕耀辉）（上接第６４５页）［１２］㊀吴东波，李家文，常克宇．ＧＨ２／ＧＯ２涡流冷却推力室设计与数值计算［Ｊ］．火箭推进，２０１０，３６（５）：１７⁃２２．［１３］㊀孙得川，白荣博，刘上．涡流燃烧发动机燃烧室数值模拟［Ｊ］．弹箭与制导学报，２０１１，３１（２）：１１１⁃１１４．［１４］㊀ＳｃｈｍｉｔｔＦＧ．Ａｂｏｕｔｂｏｕｓｓｉｎｅｓｑ＇ｓｔｕｒｂｕｌｅｎｔｖｉｓｃｏｓｉｔｙｈｙｐｏｔｈｅ⁃ｓｉｓ：ｈｉｓｔｏｒｉｃａｌｒｅｍａｒｋｓａｎｄａｄｉｒｅｃｔｅｖａｌｕａｔｉｏｎｏｆｉｔｓｖａｌｉｄｉｔｙ［Ｊ］．Ｃｏｍｐｔｅｓ，Ｒｅｎｄｕｓ，Ｍｅｃａｎｉｑｕｅ，２００７，９⁃１０，３３５：６１７⁃６２７．［１５］㊀ＭａｉｃｋｅＢＡ，ＭａｊｄａｌａｎｉＪ．ＣｈａｒａｃｔｅｒｉｚａｔｉｏｎｏｆｔｈｅＢｉｄｉｒｅｃｔｉｏｎ⁃ａｌｖｏｒｔｅｘｕｓｉｎｇｐａｒｔｉｃｌｅｉｍａｇｅｖｅｌｏｃｉｍｅｔｒｙ［Ｄ］．ＰｈＤ．Ｇｉｏｖａｎ⁃ｎａＣａｖａｚｚｉｎｉ（Ｅｄ．），ＩＳＢＮ：９７８⁃９５３⁃５１⁃０６２５⁃８，ＩｎＴｅｃｈ．［１６］㊀ＭａｊｄａｌａｎｉＪ，ＨａｌｐｅｎｎｙＥＫ．Ｔｈｅｂｉｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｖｏｒｔｅｘｗｉｔｈｓｉｄｅｗａｌｌｉｎｊｅｃｔｉｏｎ［Ｃ］／／４４ｔｈＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＳＡＥ／ＡＳＥＥＪｏｉｎｔＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅ＆Ｅｘｈｉｂｉｔ，２１⁃２３Ｊｕｌｙ２００８，Ｈａｒｔｆｏｒｄ，ＣＴ．［１７］㊀Ｓｍｉｔｈ，ＪＬ．Ａｎａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｖｏｒｔｅｘｆｌｏｗｉｎｔｈｅｃｙｃｌｏｎｅｓｅｐ⁃ａｒａｔｏｒ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＢａｓｉｃＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＴｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅＡＳＭＥ，１９６２：６０９⁃６１８．（编辑：吕耀辉）２５６２０１５年１０月固体火箭技术第３８卷高超声速飞行器操纵性/控制律一体化设计方法作者：尉建利， 王聪， 葛颖琛， 闫杰， WEI Jian-li， WANG Cong， GE Ying-chen， YAN Jie作者单位：西北工业大学 航天学院,西安,710072刊名：固体火箭技术英文刊名：Journal of Solid Rocket Technology年，卷(期)：2015,38(5)引用本文格式：尉建利.王聪.葛颖琛.闫杰.WEI Jian-li.WANG Cong.GE Ying-chen.YAN Jie高超声速飞行器操纵性/控制律一体化设计方法[期刊论文]-固体火箭技术 2015(5)。
空空导弹分数阶三回路自动驾驶仪的分析与参数优化
的 飞航 控 制 ．
关键词 ：分数阶三回路 自动驾驶仪 ； 空空导弹； 参数优化 ； 鲁棒性
中图分 类号 ：Ｔ ２ ３ 文 献标 志码 ：Ａ 文章 编号 ：０ ５ —８ Ｘ（０ １ １ —０ ３０ Ｐ７ ２ ３９ ７ ２ １ ） ２０ ３ —６
Ｆｒ ｃ ｉｎａ ａ ｔｏ ｌＴｈｒ ｅＬｏ ｐ Ａｕ ｏ ｉｏ ｆＡｉ－ｏ Ａｉ ｅ － ｏ ｔ ｐ ｌｔｏ ｒｔ － ｒ Ｍ ｉｓｌ ｔ Ｐａ ａ ｅ ｅ ｓｉｅｗｉｈ ｒ ｍ ｔ ｒＯｐｔｍ ｉａ ｉｎ ｉ ｚ ｔｏ
ｌ ｚ ｄ ｈ ｉ ｅ ｅ ｃ ｓｂ ｔ ｅ ｈ ｗｏ ｍｅ ｔ ｎ ｄＴＬＡｓａ ｅｒｖ ａｅ ． Ｔｈ ｎ ｅ ｒ ｌｔ ｂ ｏ ｕ ｅ ｙ ｅ 。ｔ ｅ ｄｆ ｒ ｎ ｅ ｅｗｅ ｎ ｔ ｅｔ ｎ ｉ ｅ ｆ ｏ ｒ ｅ ｅ ｌｄ ｅｉｔ ｇ ａ ｉ ａ ｓ ｌ ｔ ｍｅ ｅ ｒ ｒ （ＴＡＥ）ｒ ｌ ａ ｅ ｅ ｅｉ ｌ ｏ ｉｈ （ ｒｏ Ｉ ｕｅｂ ｓｄ ｇ ｎ ｔｃａｇ ｒｔ ｍ ＧＡ ）ｉ ｔｌ ｅ ｏ ｈ ａ ａ ｅｅ ｐ ｉ ｉａｉｎ ｔ ａｎ ｓｕ ｉ ｚ ｄｆ ｒｔ ｅｐ ｒｍ ｔｒｏ ｔ ｚ ｔ ｏｇ ｉ ｉ ｍ ｏ ｔ ｅｏ ｔ ａ ｏ ｔｏ ｙ ｔｍ ｆｔ ｅａｒｔ — ｉ ｍｉｓｌ．Ｂｙ ｔ ｅ ｓｍｕ ａｉｎ ｆｒｔ ｅｔ ｈ ｐ ｉ ｌ ｎ ｒ ｌ ｓｅ ｏ ｈ ｉ ｏ ａｒ ｓ ｉ ｍ ｃ ｓ — ｅ ｈ ｉ ｌｔ ｏ ｈ ｗｏ ＴＬＡｓ ｈ ｅ ｏ ，ｔ ｅ ｒ—
基于鲁棒变结构控制方法的非线性导弹自动驾驶仪设计
Ｏ 引 言
２ 世 纪 ５ 年代 ，苏 联 学 者Ｅ ｌａ ｏ 首 先提 出 ０ ０ ｍｅｙ ｎ ｖ 了变结 构控 制 的概 念 。之 后 ，Ｕ ｋｎ ｔｉ等人进 一步 发展
了变结 构控 制理论 …。
不 可避免 因反演 的递推 思想使 得设计 层层展 开 ，随
估 计 了一 个虚拟 控 制系数 。
然而 ， 此类 方法 是在反 演设计 的 手段 上进 行 的 ，
收 稿 日期 ：２ ０ ．６０ ０ ９０ ．２
作者简介 ：武晓龙 （ ９ ３ ， １８一）
助工 ，大学 。
・
６２ ６
海 军 航 空 工 程 学 院 学 报
第２ 卷 ４
ｃ （， ） Ｊ ） ２ ） ｍ Ｍｍ ＝ （ ＋ （
很 多文献 直接 针对非线 性 导弹运 动 系统 进行 了 自适应反 演设计 。导弹 系统 的非线 性模 型考 虑 了未 知参数 与不确定 性 的影响 。文献 ［】 虑俯 仰通道模 ４考
并且其 设 计复杂 度将不 随 系统 阶次 的增加 ，较 好 的
解决 了微分爆 炸 的问题 。
１模 型 描 述
Ｈｌ ｕｌ＆ Ｑｕ 在文 献 ［】 ７中采用 如下导 弹俯仰通 道 的非线 性运 动模 型。考虑 舵机 的一 阶动态特性 ，俯 仰平面 运动模 型可 以改写 如下 ：
＝
型 不确 定 性 由参 数 不确 定 性 与 未 知 非 线 性 函数 组 成 ，其 中未知非 线性 函数代 表模 型的误 差或 者系统
（）ｌ（） 门 ｝ ： ， ＋
（）（ＧＩ Ｐ＋ ｃｌ） ＜１ ＋ ￣ｌ ＝ ， Ａ Ｇ ａ ｐ－ ［ ） Ｉ： ） 。 Ｊ （ ｌ丸 （ Ｍ Ｉ 丸 ＋ ］
飞行器制导与控制系统优化设计及弹道仿真
分类号：密级：ＵＤＣ：编号：工学硕士学位论文飞行器制导与控制系统优化设计及弹道仿真硕士研究生：马娜娜指导教师：于秀萍教授学位级别：工学硕士学科、专业：控制理论与控制工程所在单位：自动化学院论文提交日期：2014年12月26日论文答辩日期：2015年03月10日学位授予单位：哈尔滨工程大学Classified Index:U.D.C:A Dissertation for the Degree of M. EngAircraft Guidance and Control System Optimization Designand Trajectory SimulationCandidate: Ma NanaSupervisor: Prof. Yu XiupingAcademic Degree Applied for: Master of EngineeringSpeciality: Control Theory and Control Engineering Date of Submission: December，2014Date of Oral Examination: March，2015University: Harbin Engineering University哈尔滨工程大学学位论文原创性声明本人郑重声明：本论文的所有工作，是在导师的指导下，由作者本人独立完成的。
有关观点、方法、数据和文献的引用已在文中指出，并与参考文献相对应。
除文中已注明引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体已经公开发表的作品成果。
对本文的研究做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。
本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。
作者（签字）：日期：年月日哈尔滨工程大学学位论文授权使用声明本人完全了解学校保护知识产权的有关规定，即研究生在校攻读学位期间论文工作的知识产权属于哈尔滨工程大学。
哈尔滨工程大学有权保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件。
伪攻角反馈驾驶仪的极点配置设计方法_郑鹍鹏
将系统在舵机处断开， 得到系统开环传递函数为 HG = I d
2014 年第 42 卷第 1 期 · 42· 现代防御技术
（ 9 ） ～ （ 11 ） 可得到控制增益的解析表达式： ω = ω cr + a1 + a4 － A， 2ξ Aω2 a5 ω cr ， I = + d a3 a3 （ a3 a4 － a2 a5 ） （ 12 ） Aω2 a3 ， K = 2 4 v［ ω cr （ a3 a4 － a2 a5 ） + Aω a5］ 1 2 ω + 2 Aξω － a2 － a1 a4 － K0 = I d a3［ I d （ a3 a4 － a2 a5 ） + I d K4 va5 a1］ ．
式中： B a = a1 + a4 ； C a = a2 + a1 a4 ； ω α = （ a3 a4 － a2 a5 ） / a3 ； C z = （ a3 a4 － a2 a5 ） / a5 ； a1 ～ a5 为弹体动力 学系数
［11 ］
。 a3 （ s + ω α ） K0 （1+ ） － s + A4 s2 + B a s + C a
· 41· 郑鹍鹏， 陈星阳， 李海峰： 伪攻角反馈驾驶仪的极点配置设计方法 增益的解析关系， 从而形成便于工程应用的驾驶仪 设计方法。但是目前已有的设计方法主要是针对经 典三回路驾驶仪
［2 － 10 ］
Feb． 2014 现代防御技术 Vol． 42 No． 1 MODEＲN DEFENCE TECHNOLOGY 2014 年 2 月 第 42 卷 第 1 期
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ＡＢＳ ＴＲＡＣＴ： ｇ ｏ ｌ ｅ ｒｃ ｕ ｌ ｇ ａ ｄ ｐ ｒ ｍｅｅ ｎ ｅｔ ｉ ｔ ｘｓ ｎ ｈ ｇ ｎ ｌ ｔ ｃ ｙ ｎ ｏ ｉ— ｏ ａｒｍｉ— Ｈｉ ｈ ｎ ｎ ｉ ａ ｏ ｐ ｉ ｎ ａ ａ ｔｒｕ ｃ ｒａｎ ｙ ｅ ｉｔ ｉｈ ａ ｇｅ ａｔ ｋ ｆ ｉ ｇ ｆｒａ ｒ ｔ — ｉ ｎ ｎ ｉ ａ ｌ ｓ ｓｌ ．Ａ ｆｅ ｂ ｃ ｉ ｅ ｒ ａｉｎ ｍｅｈ ｄ ｗａ ｓ ｄ ｔ ｉ ｅ ｒｚ ｈ ｓｉ ｄ ｌｂ ｓ ｄ ｏ ｈ ｏ ｌ ｅ ｒｍｏ ｅ ｆｐ ｔｈ ｉ ｅ ｅ ｄ ａ ｋ ｌ ａ ｉ ｔ ｔ ｏ ｓｕ ｅ ｏ ｌ ａｉｅ ｔ ｅ ｍｉｓｌ ｍｏ ｅ ａ ｅ ｎ ｔ ｅ ｎ ｎ ｉ ａ ｄ ｌｏ ｉ ｎ ｚ ｏ ｎ ｅ ｎ ｃ
进 行 了 比 较 。结 果 表 明采 用 反 馈 线 性 化 和 滑 模 变 结 构 方 法设 计 的控 制 系统 对 气 动 参 数 摄 动 和 外 部 扰 动 具 有较 强 的鲁 棒 性 。 关 键 词 ： 攻 角 ； 馈 线 性 化 ； 状 态 反 馈 ； 态 控 制 大 反 全 姿 中图 分 类 号 ：Ｊ６ ． ｒ７ ５ ２ ｒ 文献 标 识 码 ： Ｂ
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第２卷 第９ ８ 期
文章 编 号 ：０ ６ ・ ４ （０ １ ０ — ０ ８ ０ １０ 一 ３ ８ ２ １ ） ９ ０９ — ４ ９
计
算
机仿真 来自２１年９ ０１ 月空 空 导 大 攻 角 俯 仰 自动 驾 驶 仪 设 计 弹
何 素 娟 ． 凤 岐 周
（ 西北工业大学精确制导 与控制研 究所 ， 陕西 西安 ７ ０７ ） １０２ 摘要 ： 研究导 弹 自动驾驶仪优化控制问题 ， 针对空空导弹在大攻 角飞行过程 中， 系统的空气动力学特性存在 强非线性耦合和 参数不确定性 ， 引起 系统稳定性差。为了提高系统性能 ， 在导 弹俯仰运动 的非线性数学模型的基 础上， 以导 弹攻角为被控信 号， 舵偏角指 令为输入信号 ， 出采用反馈线性化方法对导弹模 型进行线性化 ， 提 然后运用变结构控 制理论进行 控制器设计 。 控制器结构简单 ， 于实现 ， 易 能够抑制被控对象 中存在的不确 定性。并通过数学仿 真与全状态反 馈控制方法设计 的控制器
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