易科， 陳建， 梁子璇， 任章， 李清東

1.北京航空航天大學 自動化科學與電氣工程學院， 北京 100083 2.中國農(nóng)業(yè)大學 工學院， 北京 100083

半捷聯(lián)位標器穩(wěn)定跟蹤與彈體姿態(tài)一體化控制

易科1， 陳建2,*， 梁子璇1， 任章1， 李清東1

1.北京航空航天大學 自動化科學與電氣工程學院， 北京 100083 2.中國農(nóng)業(yè)大學 工學院， 北京 100083

半捷聯(lián)位標器安裝在彈體上，由于寄生回路的存在，使得位標器穩(wěn)定跟蹤控制回路和彈體姿態(tài)控制回路產(chǎn)生嚴重耦合，影響了位標器的穩(wěn)定與跟蹤。針對半捷聯(lián)導引頭穩(wěn)定平臺的穩(wěn)定與跟蹤問題，提出了一種半捷聯(lián)位標器穩(wěn)定跟蹤控制與彈體姿態(tài)控制的一體化方法?；诜床娇刂圃碓O(shè)計了控制律，通過合理選擇反饋增益可保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性與動態(tài)性能。最后對一體化設(shè)計與傳統(tǒng)分離設(shè)計進行了仿真對比。仿真結(jié)果表明：考慮位標器穩(wěn)定跟蹤回路與導彈姿態(tài)回路耦合的一體化控制器，不僅能夠保證彈體姿態(tài)控制系統(tǒng)快速響應(yīng)，還可以提高位標器的穩(wěn)定跟蹤性能，并降低位標器跟蹤不上高速目標的可能性。

半捷聯(lián)位標器； 穩(wěn)定跟蹤； 姿態(tài)控制； 一體化控制； 反步控制

為了滿足未來空戰(zhàn)的需要，精確制導技術(shù)逐漸成為武器系統(tǒng)的核心研究方向。導引頭作為精確制導的核心部件，主要作用是為了發(fā)現(xiàn)并跟蹤目標，實現(xiàn)對目標的自動識別，快速捕獲和精確跟蹤[1-2]?，F(xiàn)在的捷聯(lián)位標器主要分為全捷聯(lián)和半捷聯(lián)兩種。全捷聯(lián)位標器與彈體固連，在目標攔截過程中，彈體的角運動和質(zhì)心運動以及外部載荷(如風、氣流等引起的干擾力矩)會通過各種方式耦合到導引頭，嚴重影響導引頭光軸的穩(wěn)定與跟蹤[3-5]。在半捷聯(lián)穩(wěn)定方式下，伺服框架無需安裝慣性測量元件，減小了導引頭框架的體積和質(zhì)量，降低了成本，通過合理設(shè)計平臺穩(wěn)定控制回路，能夠?qū)崿F(xiàn)平臺的穩(wěn)定和對目標的精確跟蹤[6]。由于該技術(shù)的優(yōu)勢，國外軍事強國已將其應(yīng)用在最新型的空空導彈上，如美國的AIM-9X和歐洲的IRST-T[7-9]。

導引隔離度是評價導引頭性能的一個重要指標，用于表征導引頭隔離彈體擾動的能力[10-11]。隔離度不僅影響導引頭對制導信息的濾波效果，同時還會在制導控制回路中增加一個閉環(huán)寄生回路[12-13]。該寄生回路的相位滯后會使得制導控制回路提前失穩(wěn)，降低導彈制導控制系統(tǒng)的控制性能[14]。

實際上，半捷聯(lián)導引頭的特殊結(jié)構(gòu)使得彈體與半捷聯(lián)穩(wěn)定平臺框架之間耦合嚴重。當目標進行大機動或具有較大的橫越速度(即目標垂直于視線方向的相對速度)時，導彈需要較大的姿態(tài)調(diào)整以產(chǎn)生機動來應(yīng)對目標的相對運動。導彈在調(diào)整姿態(tài)過程中，如果位標器穩(wěn)定跟蹤控制系統(tǒng)的響應(yīng)不夠及時，可能會導致導引頭跟蹤不上目標，尤其在制導末端，這種問題變得尤為突出[15]。

國內(nèi)外研究人員在半捷聯(lián)位標器穩(wěn)定跟蹤控制方面做了大量的工作。在對半捷聯(lián)穩(wěn)定控制系統(tǒng)和彈體姿態(tài)控制系統(tǒng)進行設(shè)計時，為便于分析考察各分系統(tǒng)的性能，通常將位標器穩(wěn)定跟蹤控制系統(tǒng)、彈體姿態(tài)控制系統(tǒng)作為兩個獨立的部分，割裂開來分別進行研究，采用的是兩回路獨立設(shè)計思想。在這種分離設(shè)計思想下，通常都假設(shè)半捷聯(lián)穩(wěn)定控制系統(tǒng)與彈體姿態(tài)控制系統(tǒng)是可解耦的，這樣就可以把問題分解為對兩個低階子系統(tǒng)的設(shè)計，雖然問題得以簡化，但是忽略了系統(tǒng)間耦合的影響。文獻[3,16]建立了導引頭跟蹤框架角誤差信號的數(shù)學模型，采用數(shù)學解析的算法得到框架增量角的求解。文獻[17-19]研究了半捷聯(lián)式天線平臺的穩(wěn)定性，并用角速度補償法和角位置補償法兩種方法對平臺穩(wěn)定進行了仿真，結(jié)果表明，在環(huán)境比較惡劣的半捷聯(lián)穩(wěn)定平臺應(yīng)用中，角位置補償法更有優(yōu)勢。

本文針對半捷聯(lián)穩(wěn)定平臺的穩(wěn)定與跟蹤問題，提出了一種半捷聯(lián)位標器穩(wěn)定跟蹤控制與彈體姿態(tài)控制的一體化方法，給出了一體化控制原理圖，該設(shè)計考慮了彈體姿態(tài)控制回路與位標器穩(wěn)定跟蹤控制回路之間的耦合關(guān)系，實現(xiàn)了半捷聯(lián)位標器的穩(wěn)定跟蹤與彈體姿態(tài)的精確控制。

1 位標器穩(wěn)定跟蹤與彈體姿態(tài)一體化建模

1.1 坐標系定義及轉(zhuǎn)換關(guān)系

為描述方便，定義如下坐標系：

彈體坐標系Sb(ObXbYbZb)：彈體坐標系固連于導彈上，隨導彈一起在空間內(nèi)移動和轉(zhuǎn)動，為動坐標系。坐標原點Ob選取在導彈的質(zhì)心，ObXb軸沿著導彈的縱軸指向?qū)楊^部；ObYb軸在導彈縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，垂直于ObXb指向上方；ObZb軸與ObXb軸和ObYb軸構(gòu)成右手坐標系。

視線坐標系Ss(OsXsYsZs)：視線坐標系的原點Os選取在探測裝置光學系統(tǒng)的光學中心，OsXs軸沿著光學中心與目標的質(zhì)心連線，指向目標方向；OsYs軸包含在OsXs軸的鉛垂面內(nèi)，垂直于OsXs軸指向上方；OsZs軸與OsXs軸和OsYs軸構(gòu)成右手直角坐標系。

探測坐標系Sd(OdXdYdZd)：探測坐標系的原點Od選取在探測裝置光學系統(tǒng)的光學中心(與Os重合)，OdXd軸沿著探測器的光軸方向，指向探測器的前方；OdYd軸在包含OdXd軸的探測器縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，垂直于OdXd軸指向上方；OdZd軸與OdXd軸和OdYd軸構(gòu)成右手直角坐標系。在半捷聯(lián)導引頭配置方案中，探測坐標系的方向由萬向支架的框架方向決定。

如圖 1所示，OXoYoZo為外框坐標系；OXiYiZi為內(nèi)框坐標系，并與探測坐標系OdXdYdZd平行；彈體坐標系與探測坐標系之間的關(guān)系由框架方位角λy和框架俯仰角λz兩個角確定。從而可得到彈體坐標系到探測坐標系的方向余弦矩陣為

(1)

如圖2所示，探測坐標系Sd到視線坐標系Ss之間的關(guān)系由失調(diào)偏角εy和失調(diào)傾角εz確定，

圖1 彈體坐標系與探測坐標系之間的關(guān)系Fig.1 Relationship between body coordinate system and detection coordinate system

圖2 探測坐標系與視線坐標系之間的關(guān)系Fig.2 Relationship between detection coordinate system and line-of-sight coordinate system

T為目標在成像平面上的投影。從而可得到探測坐標系到視線坐標系的方向余弦矩陣為

(2)

1.2 彈體姿態(tài)動力學模型

半捷聯(lián)紅外成像制導導彈的數(shù)學模型與常規(guī)導彈的數(shù)學模型基本一致。在彈目相對運動中，導彈根據(jù)制導指令給出需用過載指令，計算需用過載所需的攻角α、側(cè)滑角β和傾側(cè)角γv可以直接由動力學關(guān)系求得。省略中間推導過程，直接給出α、β、γv的微分方程為

(3)

式中：m為導彈質(zhì)量；g為重力加速度；V為導彈飛行速度；θ和ψv分別為彈道傾角和彈道偏角；L和Y分別為升力和側(cè)向力；ωmx、ωmy和ωmz為導彈姿態(tài)角速度在彈體系下的分量。

戰(zhàn)術(shù)導彈的外形一般都是軸對稱的，這時可以認為彈體坐標系就是導彈的慣性主軸系。在此條件下，導彈對彈體坐標系各軸的慣量積為零?？闪谐鲎藨B(tài)角速度微分方程為

(4)

1.3 框架運動學模型

位標器內(nèi)框安裝在外框上，外框架基座與彈體固聯(lián)。根據(jù)剛體運動學原理，導引頭光軸的空間運動是基座的運動與框架轉(zhuǎn)動的復合運動，外框的運動是基座運動與外框自身轉(zhuǎn)動的合成，內(nèi)框的運動是外框耦合運動與內(nèi)框自身轉(zhuǎn)動共同引起。彈體的姿態(tài)運動通過幾何約束和摩擦耦合到位標器運動中，中間存在復雜的幾何運動關(guān)系傳遞，如圖 1所示。

位標器中心的光軸在空間中的運動為

ωd=ωdm+ωds

(5)

式中：

ωd為光軸角速度在探測坐標系中的投影，ωdm為彈體角速度在探測坐標系中的投影，ωds為導引頭伺服框架角速度在探測坐標系中的投影。

由式(5)可以看出，光軸在探測坐標系中的角速度是由彈體角速度與框架轉(zhuǎn)動角速度共同組成，彈體的姿態(tài)運動會影響光軸的空間指向。跟蹤誤差作為輸入指令，經(jīng)過導引頭穩(wěn)定跟蹤控制器輸出框架控制信號，驅(qū)動光軸跟蹤目標，彈體的運動作為導引頭穩(wěn)定跟蹤控制系統(tǒng)的外部干擾。傳統(tǒng)的常平架式，可以利用框架上安裝的慣性陀螺直接測量框架在慣性空間中的角速度，并反饋至速度穩(wěn)定閉環(huán)系統(tǒng)中以隔離彈體擾動；但是對于半捷聯(lián)穩(wěn)定方式，框架上沒有安裝慣性陀螺，無法直接測量框架在慣性空間中的角速度，需要利用彈體姿態(tài)角速度和框架角速度等狀態(tài)信息，構(gòu)成速率反饋來實現(xiàn)光軸的穩(wěn)定。

1.4 角跟蹤系統(tǒng)數(shù)學模型

導引頭空間角關(guān)系如圖2所示，半捷聯(lián)角跟蹤系統(tǒng)的目的是使得探測坐標系下的光軸OXd跟蹤視線坐標系的OXs軸，并保證角跟蹤誤差最小。對于這兩個坐標系，如果已知其中一個坐標系的角速度和兩者之間的相對轉(zhuǎn)角，即可準確獲得另一個坐標系的角速度。在本系統(tǒng)中，光軸角速度可以通過半捷聯(lián)穩(wěn)定平臺數(shù)字解算得到，光軸與視線之間的失調(diào)角可以通過紅外成像導引頭測量獲得。

基于跟蹤原理，得到視線坐標系中角跟蹤系統(tǒng)基本方程為

(6)

(7)

將式(2)和式(7)代入式(6)中化簡，采用小角度近似，可得到三維坐標系下的跟蹤角誤差微分方程為

(8)

式中：ωy和ωz分別為視線角速率在視線坐標系下的分量，即視線轉(zhuǎn)率；ωdx、ωdy和ωdz為光軸角速度。

由式(5)和式(8)可以看出彈體姿態(tài)運動會影響失調(diào)角的大小，彈體姿態(tài)運動與位標器穩(wěn)定跟蹤運動耦合在一起。

1.5 位標器穩(wěn)定跟蹤與彈體姿態(tài)一體化數(shù)學模型

導引頭輸出的制導信號耦合了彈體的姿態(tài)運動，并通過制導律、彈體動力學等環(huán)節(jié)形成了閉合回路。文獻[12]分析了寄生回路的形成過程，寄生回路的存在清楚地反應(yīng)了彈體姿態(tài)控制回路和位標器穩(wěn)定跟蹤控制回路之間的耦合關(guān)系。因此，半捷聯(lián)制導系統(tǒng)要實現(xiàn)對目標的穩(wěn)定跟蹤，需要通過半捷聯(lián)位標器穩(wěn)定跟蹤控制系統(tǒng)和彈體姿態(tài)控制系統(tǒng)共同協(xié)調(diào)控制來實現(xiàn)。

聯(lián)立彈體姿態(tài)動力學模型式(3)和式(4)、框架運動數(shù)學模型式(5)和角跟蹤系統(tǒng)數(shù)學模型式(8)，得到位標器穩(wěn)定跟蹤控制與彈體姿態(tài)控制一體化數(shù)學模型，將其寫成MIMO級聯(lián)仿射非線性系統(tǒng)，即

(9)

式中：

f1(x1)=

位標器穩(wěn)定跟蹤與彈體姿態(tài)控制的問題可以描述為：求解出實現(xiàn)導引頭穩(wěn)定跟蹤的框架角速度控制量ωλy和ωλz，實現(xiàn)彈體姿態(tài)對參考姿態(tài)指令α、β和γv的跟蹤，并保證中間狀態(tài)變量——彈體姿態(tài)角速度穩(wěn)定地控制舵偏δx、δy和δz。

1.6 半捷聯(lián)導彈制導信息提取

導彈姿態(tài)控制系統(tǒng)的指令由制導系統(tǒng)給出，其中制導律所需彈目視線轉(zhuǎn)率可通過制導信息濾波器估計獲得。省略中間推導過程，直接給出半捷聯(lián)導彈的制導信息濾波模型：

(10)

式中：r為導彈與目標間的相對距離；vr為彈目接近速率；atx、aty和atz分別為目標在視線坐標系下的加速度分量；amx、amy和amz分別為導彈在視線坐標系下的加速度分量；qy和qz分別為彈目視線偏角和視線傾角；α0為目標機動加速度時間常數(shù)的倒數(shù)；wtx、wty和wtz為白噪聲。

半捷聯(lián)導引頭的量測信息為兩個失調(diào)角εy和εz，其量測方程為

(11)

式中：V為量測噪聲。

2 一體化控制器

2.1 一體化控制框圖

考慮到彈體與導引頭之間的相互耦合，以及導引頭方位與俯仰運動之間的耦合，需要通過半捷聯(lián)位標器穩(wěn)定跟蹤控制系統(tǒng)和彈體姿態(tài)控制系統(tǒng)共同協(xié)調(diào)控制來實現(xiàn)導彈對目標的穩(wěn)定跟蹤?；诜床娇刂评碚揫20]對級聯(lián)控制系統(tǒng)式(9)進行一體化控制器設(shè)計，如圖3所示。

圖3中的向量θ和φ分別為彈體姿態(tài)角和光軸相對于慣性空間的夾角。制導系統(tǒng)給出的氣流角指令αc、βc和γvc，框架角位置測量傳感器測得的框架角位置λy和λz，以及導引頭測量得到的跟蹤角誤差εy和εz，通過一體化控制器輸出框架角速度控制信號ωλyc和ωλzc，控制光軸指向?qū)崟r跟蹤彈目視線，同時給出彈體姿態(tài)角速度的偽控制量ωmxc、ωmyc和ωmzc，送給姿態(tài)角速度控制系統(tǒng)輸出舵偏角指令δxc、δyc和δzc，控制氣動舵實現(xiàn)對姿態(tài)角速度的快速跟蹤。

2.2 一體化控制器設(shè)計

對標稱系統(tǒng)式(9)設(shè)計控制器之前，先給出以下定理。

圖3 基于反步理論的一體化控制器框圖Fig.3 Block diagram of integration controller based on backstepping theory

定理1存在正常數(shù)αmax<π/2、εmax<π/2和λmax<π/2，當(α,εz,λz)在球B:=

{(α,εz,λz):|α|<αmax,|εz|<εmax,|λz|<λmax}

(12)

內(nèi)取值時，矩陣g1(x1)均可逆。

證明：由矩陣理論知識可得

det(g1(x1))=

(cos2α-sin2α)secβ(cosλz-εzsinλz)=

(1-2sin2α)secβ(1-εztanλz)cosλz

(13)

式(13)為關(guān)于(α,β,εz,λz)的連續(xù)函數(shù)，由連續(xù)函數(shù)性質(zhì)可知，存在正常數(shù)αmax<π/2、εmax<π/2 和λmax<π/2使得(α,εz,λz)在球B內(nèi)時，有

(14)

此時det(g1(x1))≠0，即g1(x1)可逆。

基于定理1，給出如下假設(shè)。

假設(shè)1在導彈的整個受控飛行過程中，(α,εz,λz)總在式(12)所定義的球B內(nèi)飛行。

下面介紹帶有參數(shù)自適應(yīng)的反步控制器設(shè)計過程。

步驟1考慮子系統(tǒng)1：

(15)

定義跟蹤誤差e1=x1-x1r，設(shè)計理想偽控制量x2=x2r和u1，使得e1能漸近收斂到原點。由定理1和假設(shè)1可知，在導彈整個受控飛行中g(shù)1(x1)可逆。

(16)

步驟2考慮子系統(tǒng)2：

(17)

設(shè)計內(nèi)環(huán)控制器u2跟蹤偽控制量x2r，定義跟蹤誤差e2=x2-x2r，使得e2能漸近收斂到原點。顯然整個受控飛行中g(shù)2(x2)可逆。

(18)

最后得到系統(tǒng)式(9)的反步控制律為

(19)

對g1(x1)求逆可得

(20)

另一方面，控制器式(19)中的反饋增益K1和K2越大，系統(tǒng)的動態(tài)響應(yīng)將會越快，但如果增益選取得過大，那么外界的干擾信號將會被放大，會影響導彈的正常飛行和導引頭的穩(wěn)定跟蹤。因此從保證系統(tǒng)穩(wěn)定工作的角度出發(fā)，K1和K2值不宜選得過大。它可以為一個常數(shù)，也可以為一個變參數(shù)，一般認為，K1和K2中對角元素的值選在5～15之間比較合適。

從式(19)和式(20)中可以看出，設(shè)計的中間變量彈體姿態(tài)角速度指令ωmxc、ωmyc、ωmzc僅與α、β、γv的跟蹤誤差有關(guān)，輸出舵偏指令δxc、δyc和δzc與α、β、γv和偽控制量ωmxc、ωmyc、ωmzc的跟蹤誤差有關(guān)，二者皆與εy和εz無關(guān)。一體化設(shè)計與分離設(shè)計得到的舵偏角指令δxc、δyc和δzc一樣。而框架角速度指令ωλyc和ωλzc由α、β、γv和εy、εz的跟蹤誤差共同決定，框架角速度的控制指令設(shè)計耦合了彈體姿態(tài)控制。

一體化設(shè)計雖然不能改善彈體姿態(tài)回路的控制性能，但能改善導引頭位標器的穩(wěn)定與跟蹤性能。

2.3 控制系統(tǒng)穩(wěn)定性證明

定義Lyapunov函數(shù)為

(21)

對V1求導，有

(22)

構(gòu)造復合Lyapunov函數(shù)

(23)

對V2求導得

(24)

將控制律式(19)代入式(24)可得

?e1,e2≠0,K1,K2>0

(25)

設(shè)計的控制律為

(26)

能夠?qū)崿F(xiàn)跟蹤誤差e1和e2漸近收斂到原點。通過選擇合適的反饋增益K1和K2，可以保證系統(tǒng)式(9)漸近穩(wěn)定，并獲得期望的動態(tài)性能。

3 仿真校驗

依據(jù)本文的數(shù)學模型，在MATLAB/Simulink軟件中搭建了半捷聯(lián)制導導彈的六自由度仿真平臺，對所設(shè)計的一體化控制器進行了仿真實驗。仿真所用氣動參數(shù)、舵機和伺服電機參數(shù)，參考MATLAB自帶的Demo:aero_guidance。仿真初始條件如表1所示。表中：?、ψ和γ分別為俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角；θm和ψmv分別為導彈的彈道傾角和彈道偏角；θt和ψtv分別為目標的航跡傾角和航跡偏角。

舵機傳遞函數(shù)為

伺服電機傳遞函數(shù)為

表1 仿真初始條件Table 1 Initial condition for simulation (°)

設(shè)導彈初始飛行速度為800 m/s，目標初始飛行速度為400 m/s。由于制導信息的獲取不是本文的研究重點，因此假設(shè)彈目視線轉(zhuǎn)率能通過制導信息濾波器直接獲得。在導彈攔截過程中，選取經(jīng)典比例導引律作為導彈制導律，導航比為4，導彈的最大可用過載為40g。控制器反饋增益為K1=diag(8,8,8,13,13),K2=diag(13,13,13)。經(jīng)過與型號研制單位的溝通，得到了誤差和噪聲的可能上界：導彈的攻角、側(cè)滑角與傾側(cè)角的導航解算誤差為0.5°，伺服框架角測量噪聲為0.5°，導引頭失調(diào)角測量噪聲為0.5°。

下面將對兩種情況進行仿真分析：① 某一相對初始態(tài)勢下分離設(shè)計與一體化設(shè)計的控制效果對比；② 不同相對初始態(tài)勢下的分離設(shè)計與一體化設(shè)計的控制效果對比。各仿真結(jié)果中，RC表示傳統(tǒng)分離設(shè)計的速率補償方法；ISAC為一體化設(shè)計方法。

3.1 情況 1

彈目初始距離為3 000 m，假設(shè)攔截過程中，目標采用常值機動方式以規(guī)避導彈的攻擊，法向和側(cè)向機動過載均為-8g。其他仿真初始條件如表1所示。

仿真終止條件為彈目相對距離r≤20 m。分別對一體化設(shè)計和分離設(shè)計的位標器穩(wěn)定跟蹤與彈體姿態(tài)控制進行仿真分析，仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4(a)與圖4(b)為一體化設(shè)計與分離設(shè)計的彈體姿態(tài)跟蹤曲線對比。由仿真曲線可以看出彈體姿態(tài)回路的動態(tài)響應(yīng)曲線完全重合，α和β的跟蹤曲線響應(yīng)很快，在0.6 s內(nèi)收斂，跟蹤誤差趨近于零。圖4(c)與圖4(d)為一體化設(shè)計與分離設(shè)計的舵偏角，可以看到兩種設(shè)計方法得到的舵偏角δy和δz一樣，這是由于一體化控制器得到的舵偏角指令δxc、δyc和δzc僅與α、β、γv和偽控制量ωmxc、ωmyc、ωmzc的跟蹤誤差相關(guān)，而與失調(diào)角εy和εz無關(guān)，這同前文分析得到的結(jié)論一致，即一體化設(shè)計不改善彈體姿態(tài)回路的控制性能。仿真結(jié)果表明一體化設(shè)計與分離設(shè)計的控制器一樣，對彈體姿態(tài)的跟蹤誤差較小，都具有滿意的動態(tài)性能。

圖4(e)與圖 4(f)為一體化設(shè)計與分離設(shè)計的導引頭失調(diào)角曲線對比。采用分離設(shè)計的失調(diào)角跟蹤誤差較大，而采用一體化設(shè)計的失調(diào)角在0.45 s內(nèi)收斂趨近于零。采用一體化設(shè)計的失調(diào)角控制曲線與分離設(shè)計的相比，收斂速度更快、跟蹤誤差更小。這主要是由于分離設(shè)計未考慮位標器與彈體姿態(tài)之間的耦合，各子系統(tǒng)之間的協(xié)調(diào)性較差，導致設(shè)計的控制律保守性更大，系統(tǒng)的控制精度較低；而一體化設(shè)計考慮了兩個子系統(tǒng)之間動態(tài)特性的相互影響，降低了系統(tǒng)設(shè)計的保守性。

同時從圖4(c)、圖4(d)、圖4(g)與圖4(h)中可以看出，由于反饋信息中存在測量噪聲，反饋增益會放大該噪聲，使得兩種方法的控制輸出(舵偏角與框架角速率)存在抖動，不過抖動的幅值很小，工程上可以接受。但是，如果將測量噪聲增大為1° 和1.5°，可以發(fā)現(xiàn)執(zhí)行機構(gòu)發(fā)生了劇烈抖動(如圖5所示)，這種抖動不利于執(zhí)行機構(gòu)的工作，可能會損壞執(zhí)行機構(gòu)，進而可能會影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性。綜上，過大的反饋增益會放大測量噪聲；而反饋增益過小，系統(tǒng)的動態(tài)性能較差。因此，在工程設(shè)計中，需根據(jù)系統(tǒng)的動態(tài)指標和傳感器測量噪聲的可能上界，合理選取反饋增益K1和K2，以保證系統(tǒng)的控制性能。

3.2 情況2

當彈目初始相對態(tài)勢不佳時，導彈需要以較大的機動去打擊目標，若位標器控制性能不佳，會導致導引頭失調(diào)角較大?，F(xiàn)假定導彈與目標只在縱向平面發(fā)生相對運動，彈目初始相對距離為1 500 m，初始時刻導彈水平向前飛行，目標做勻速運動，分別以不同航跡傾角(30°、50°、70°、90°)從導彈正前方飛過，導引頭俯仰方向初始失調(diào)角為30°。

仿真時間為2 s，限于篇幅，僅給出仿真中失調(diào)角這一關(guān)鍵參數(shù)的變化曲線。圖6(a)為不同航跡角下傳統(tǒng)速率補償?shù)膶б^跟蹤效果，圖6(b)為不同航跡角下一體化控制的導引頭跟蹤效果。

從圖6的仿真結(jié)果中可以看出，隨著目標垂直于視線方向的相對速度(即橫越速度)增大，采用傳統(tǒng)分離設(shè)計的導引頭失調(diào)角控制效果逐漸變差。特別的，當目標以垂直于導彈正上方飛過時，導引頭失調(diào)角已經(jīng)開始發(fā)散，這可能會導致目標逃離導引頭的視場，無法被成功攔截；而采用一體化設(shè)計的導引頭失調(diào)角控制效果明顯優(yōu)于前者，即使在極端情況下仍能保證失調(diào)角很小，保證目標位于導引頭光軸中心。圖6(b)中出現(xiàn)的幾處小超調(diào)，是由于導彈需用過載離開飽和區(qū)域后的攻角指令變化所致。

圖4 速率補償與一體化設(shè)計的控制效果對比Fig.4 Comparison of control effects under rate compensation and integration design

圖5 不同噪聲下的框架角速率ωλz變化曲線Fig.5 Variation curves of frame angular rate ωλz with different noises

圖6 不同條件下的兩種方法跟蹤效果對比Fig.6 Comparison of tracking effects under two methods with different conditions

4 結(jié) 論

1) 本文建立了半捷聯(lián)制導導彈的彈體姿態(tài)運動與位標器穩(wěn)定跟蹤一體化模型，解釋了位標器穩(wěn)定跟蹤控制回路和彈體姿態(tài)控制回路之間的耦合關(guān)系。

2) 根據(jù)一體化模型，建立了基于反步控制的一體化控制律，該控制律能夠保證彈體姿態(tài)運動與位標器穩(wěn)定跟蹤一體化模型的收斂性，解決了控制回路之間的耦合問題。

3) 仿真結(jié)果表明，設(shè)計的一體化控制器具有較好的控制性能，不僅仍然能保證導彈對姿態(tài)指令的快速跟蹤，還能提高位標器的穩(wěn)定跟蹤性能，防止導引頭跟蹤不上具有大橫越速度的目標，確保目標位于導引頭光軸的中心附近，具有較小的失調(diào)角。這對于半捷聯(lián)導彈控制系統(tǒng)的工程設(shè)計具有重要的應(yīng)用價值。

[1] 李保平. 戰(zhàn)術(shù)導彈導引頭技術(shù)[J]. 彈箭與制導學報, 2002, 22(1): 1-5.

LI B P. Seeker technique of tactical missile[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2002, 22(1): 1-5 (in Chinese).

[2] 周瑞青. 捷聯(lián)導引頭穩(wěn)定與跟蹤技術(shù)[M]. 北京： 國防工業(yè)出版社, 2010: 1-9.

ZHOU R Q. Stabilization and tracking technique for strapdown platform[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2010: 1-9 (in Chinese).

[3] LIN C L, HSIAO Y H. Adaptive feedforward control for disturbance torque rejection in seeker stabilizing loop[J]. IEEE Transactions on Control Systems Technology, 2001, 9(1): 108-121.

[4] 朱華征, 范大鵬, 馬東璽, 等. 導引頭伺服系統(tǒng)隔離度與測試[J]. 光學精密工程, 2009, 17(8): 1993-1998.

ZHU H Z, FAN D P, MA D X, et al. Disturbance isolation index of seeker servo system and its test[J]. Optics and Precision Engineering, 2009, 17(8): 1993-1998 (in Chinese).

[5] 吳曄, 朱曉峰, 陳峻山. 導引頭二軸穩(wěn)定平臺的軸角關(guān)系和簡化[J]. 制導與引信, 2012, 33(1): 1-5.

WU Y, ZHU X F, CHEN J S. Axis-angle relationships and their simplifications in two-axis stabilied platform of radar seeker[J]. Guidance & Fuze, 2012, 33(1): 1-5 (in Chinese).

[6] RUDIN R T. Strapdown stabilization for imaging seekers[C]//Proceedings of the 2nd Annual AIAA SDIO Interceptor Technology Conference. Reston: AIAA, 1993: 1-10.

[7] 任淼, 王秀萍. 2011年國外空空導彈發(fā)展綜述[J]. 航空兵器, 2012 (3): 3-7.

REN M, WANG X P. Overview on foreign air-to-air missiles development in 2011[J]. Aero Weaponry, 2012 (3): 3-7 (in Chinese).

[8] 穆學楨, 周樹平, 趙桂瑾. AIM-9X空空導彈位標器新技術(shù)分析和評價[J]. 紅外與激光工程, 2006, 35(4): 392-394.

MU X Z, ZHOU S P, ZHAO G J.Analysis and evalution of new approach of AIM-9X AAM seeker[J] . Infrared and Laser Engineering, 2006, 35(4): 392-394 (in Chinese).

[9] 樊會濤. 第五代空空導彈的特點及關(guān)鍵技術(shù)[J]. 航空科學技術(shù), 2011(3): 1-5.

FAN H T. Characteristics and key technologies of the fifth generation of air to air missiles[J]. Aeronautical Science & Technology, 2011(3): 1-5 (in Chinese).

[10] 趙超. 導引頭穩(wěn)定系統(tǒng)隔離度研究[J]. 電光與控制, 2008, 15(7): 78-82.

ZHAO C. Study on disturbance rejection rate of a seeker servo system[J]. Electronics Optics &Control, 2008, 15(7): 78-82 (in Chinese).

[11] 李富貴, 夏群利, 崔曉曦, 等. 導引頭隔離度寄生回路對視線角速度提取的影響[J]. 宇航學報, 2013, 34(8): 1072-1077.

LI F G, XIA Q L, CUI X X, et al. Effect of seeker disturbance rejection rate parasitic loop on line of sight rate extraction[J]. Journal of Astronautics, 2013, 34(8): 1072-1077 (in Chinese).

[12] 杜運理, 夏群利, 祁載康. 導引頭隔離度相位滯后對寄生回路穩(wěn)定性影響研究[J]. 兵工學報, 2011, 32(1): 28-32.

DU Y L, XIA Q L, QI Z K. Research on effect of seeker disturbance rejection rate with phase lag on stability of parasitical loop[J]. Acta Armamentarii, 2011, 32(1): 28-32 (in Chinese).

[13] 李富貴, 夏群利, 祁載康. 導引頭隔離度寄生回路對最優(yōu)制導律性能的影響[J]. 航空學報, 2013, 34(12): 2658-2667.

LI F G, XIA Q L, QI Z K. Effect of seeker disturbance rejection rate parasitic loop on performance of optimal guidance law[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(12): 2658-2667 (in Chinese).

[14] 徐平, 王偉, 林德福. 導引頭隔離度對末制導炮彈制導控制的影響[J]. 彈道學報, 2012, 24(1): 17-21.

XU P, WANG W, LIN D F. Effect of seeker isolation on guidance and control of terminal guided projectile[J]. Journal of Ballistics, 2012, 24(1): 17-21 (in Chinese).

[15] 姚郁, 章國江. 捷聯(lián)成像制導系統(tǒng)的若干問題探討[J]. 紅外與激光工程, 2006, 35(1): 1-6.

YAO Y, ZHANG G J. Discussion on strapdown imaging guidance system[J]. Infrared and Laser Engineering, 2006, 35(1): 1-6 (in Chinese).

[16] 王志偉， 祁載康， 王江. 滾-仰式導引頭跟蹤原理[J]. 紅外與激光工程, 2008, 37(2): 274-277.

WANG Z W, QI Z K, WANG J. Tracking principle for roll-pitch seeker[J]. Infrared and Laser Engineering, 2008， 37(2): 274-277 (in Chinese).

[17] 趙超. 基于角速度補償?shù)慕萋?lián)天線穩(wěn)定系統(tǒng)設(shè)計[J]. 電光與控制, 2010, 17(9): 60-64.

ZHAO C. Design of an angular-rate compensation based strapdown antenna stabilization system[J]. Electronics Optics & Control, 2010, 17(9): 60-64 (in Chinese).

[18] KENNEDY P J, KENNEDY R L. Direct versus indirect line of sight (LOS) stabilization[J]. IEEE Transactions on Control Systems Technology, 2003, 11(1): 3-15.

[19] 周瑞青, 呂善偉, 劉新華. 彈載捷聯(lián)式天線平臺兩種穩(wěn)定實現(xiàn)方法的比較[J]. 系統(tǒng)工程與電子技術(shù), 2005, 27(8): 1397-1400.

ZHOU R Q, LYU S W, LIU X H. Comparison of two stabilization methods for airborne strapdown antenna platform[J]. Systems Engineering and Electronics, 2005, 27(8): 1397-1400 (in Chinese).

[20] LIAN B, BANG H, HURTADO J E. Adaptive backstepping control based autopilot design for reentry vehicle[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit. Reston: AIAA, 2004: 1-10.

[21] 李菁菁, 任章, 宋劍爽. 高超聲速再入滑翔飛行器的模糊變結(jié)構(gòu)控制[J]. 上海交通大學學報, 2011, 45(2): 295-300.

LI J J, REN Z, SONG J S. Fuzzy sliding mode control for hypersonic re-entry vehicles[J]. Journal of Shanghai Jiaotong University, 2011, 45(2): 295-300 (in Chinese).

Integrationcontrolofsemi-strapdowncoordinatorstabletrackingandmissilebodyattitude

YIKe1,CHENJian2,*,LIANGZixuan1,RENZhang1,LIQingdong1

1.SchoolofAutomationScienceandElectricalEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China2.CollegeofEngineering,ChinaAgriculturalUniversity,Beijing100083,China

Thesemi-strapdowncoordinatorislocatedonthemissilebody.Becauseoftheexistenceoftheparasiticloop,thecontrolloopforstabletrackingofthesemi-strapdowncoordinatorisstronglycoupledwiththecontrolloopofthemissilebodyattitude.Asaresult,thestabilityandtrackingperformanceofthecoordinatorareseverelyaffected.Inordertosolvethisproblem,anintegrationcontrolmethodisproposed.Controllawisdesignedbasedonthebacksteppingtheory.Stabilityanddynamicperformanceofthesystemcanbeensuredbychoosinganappropriatefeedbackgain.Theintegratedcontrolsystemisverifiedbysimulations.Resultsshowthattheintegrationcontroller,whichconsidersthecouplingbetweenthecoordinatorstabletrackingloopandthemissileattitudeloop,cannotonlyensurethedynamicperformanceofthemissileattitudecontrolsystem,butalsoimprovethestabletrackingperformanceofthecoordinatorandpreventthehigh-speedtargetfromescapingfromthefieldofviewofthemissileseeker.

semi-strapdowncoordinator;stabletracking;attitudecontrol;integrationcontrol;backsteppingcontrol

2016-01-15；Revised2016-02-18；Accepted2016-04-26；Publishedonline2016-04-290832

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160429.0832.002.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(61333011);AVICInnovationFunds(cxy2012BH01)

2016-01-15；退修日期2016-02-18；錄用日期2016-04-26； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2016-04-290832

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160429.0832.002.html

國家自然科學基金 (61333011)； 中航工業(yè)創(chuàng)新基金 (cxy2012BH01)

*

.Tel.：010-82314573E-mailchenjian@buaa.edu.cn；jchen@cau.edu.cn

易科， 陳建， 梁子璇， 等． 半捷聯(lián)位標器穩(wěn)定跟蹤與彈體姿態(tài)一體化控制J． 航空學報,2016,37(12):3752-3763.YIK,CHENJ,LIANGZX,etal.Integrationcontrolofsemi-strapdowncoordinatorstabletrackingandmissilebodyattitudeJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3752-3763.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0128

V448.133

A

1000-6893(2016)12-3752-12

易科男， 博士研究生。主要研究方向： 制導信息濾波、 飛行器制導與控制、一體化設(shè)計。E-mail: yikebuaa@buaa.edu.cn

陳建男， 博士， 副教授。主要研究方向： 飛行器導航、 制導與控制、 一體化設(shè)計、 無人機控制。Tel.: 010-82314573E-mail: chenjian@buaa.edu.cn；jchen@cau.edu.cn

梁子璇男， 博士。主要研究方向： 飛行器軌跡規(guī)劃與制導技術(shù)。E-mail: aliang@buaa.edu.cn

任章男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 飛行器導航、 制導與控制、 精確制導技術(shù)、 控制系統(tǒng)故障檢測與診斷、 系統(tǒng)仿真與仿真系統(tǒng)集成。E-mail: renzhang@buaa.edu.cn

李清東男， 博士， 講師。主要研究方向： 飛行器導航、 制導與控制， 故障檢測與診斷、 容錯控制、 人工智能。E-mail: muziqingdong@126.com

*Correspondingauthor.Tel.：010-82314573E-mailchenjian@buaa.edu.cn;jchen@cau.edu.cn