基于准滑模控制的空间拦截末制导律设计
王国梁1, 2,郑建华1
(1.中国科学院空间科学与应用研究中心,北京100190;2.中国科学院研究生院,北京100049)
摘 要:滑模控制虽然对外部干扰和内部摄动具有不变性,但由于其自身的抖振原因,限制了其在实际工程中的应用.而准滑模控制克服了滑模控制的抖振问题,并对扰动有较强的鲁棒性,因此有广泛的应用.针对天基拦截的非线性模型,考虑到发动机的实际工作特性,基于准滑模控制思想,设计了一种易于工程实现又可控制精度的制导律,并通过数值仿真,验证了该制导律的有效性,并得到了满意的结果.关键词:准滑模控制;空间拦截;末制导
中图分类号:V448. 2 文献标识码:A
文章编号:1674-1579(2010)01-0059-04
随着现代战争格局的改变和航天需求的增大,空间拦截显得日益重要.而末制导的精确与否决定拦截器最终能否拦截到目标.关于空间拦截的制导律问题很多人都已经研究过,如比例导引律[1-2]、非线性制导律[3-4],这些控制方法有的比较复杂,使用起来不方便,需要发动机提供变推力,工程实现较难,而且不具有抗外界干扰能力.理想滑模控制虽然具有对外界干扰的不变性,但是存在抖振问题[5].本文针对发动机工作特性,依据准滑模控制思想提出一种操作起来简单,又能控制精度的末制导律.该制导律易于工程实现,而且当边界层趋于零时,具有很好的抗干扰性.
1 空间拦截问题的数学描述
本体坐标系及视线坐标系的数学描述如图1所示.其中:本体坐标系为Oxbybzb,其坐标原点O定义在拦截器质心,在零姿态情况下,Oxb为拦截器滚动轴,指向卫星飞行方向,Oyb为拦截器俯仰轴,Ozb为拦截器偏航轴,指向地心;视线坐标系为Oxsyszs,其坐标原点O定义在拦截器质心,Oxs由拦截器质心指向目标航天器质心,Oys和Ozs由本体坐标系通过高低角θ和方位角φ来确定.
两坐标系之间的转换关系如下
律的作用下,视线角速度保持在预定的精度范围内,使得相对距离能够收敛到满足脱靶量要求的数值,从而保证拦截器以一定的相对速度撞击目标.而且这种制导律操作简单,控制过程中开关机频率不是很高,易于工程实现.
如果采用理想滑模控制,即Δ=0,仿真结果如图6~9所示.
对比图5和图9可以看出,采用准滑模控制后,发动机的开关机频率明显降低,有效地抑制了抖振,而理想的滑模控制发动机的开关机则过于频繁,在实际应用中很难实现.
4 结 论本文主要研究了准滑模制导律在空间拦截中的应用,并进行了数学仿真和对比.仿真结果表明:采用准滑模控制有效地降低了发动机的开关机频率,削弱了抖振,并能够控制精度,实现最终的空间拦截;而且该制导律相对简单,易于实现.
参 考 文 献
[ 1 ] 张雅声,程国采,陈克俊.高空动能拦截器末制导导引方法设计与实现[ J].现代防御技术, 2001, 29(2): 31-38
[ 2 ] 汤国建,贾沛然.运用比例导引实现对目标卫星的拦截[J].系统工程与电子技术, 2001, 23(2): 25-27
[ 3 ] 胡恒章,李君龙,李风林.空间拦截系统的末制导律[J].哈尔滨工业大学学报, 1996, 28(6): 19-22
[ 4 ] 史小平,王子才.空间拦截非线性最优末端导引规律研究[J].宇航学报, 1993, 14(3): 18-25
[ 5 ] 高为炳.变结构控制理论基础[M].北京:中国科学技术出版社, 1990
[ 6 ] 马克茂,史小平,王子才.空间拦截的末制导律设计[J].航天控制, 1998, 16(1): 39-42 |
