通雁輝，陳意芬，賈世偉

（上海機(jī)電工程研究所，上海201109）

直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈的自抗擾控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究

通雁輝，陳意芬，賈世偉

（上海機(jī)電工程研究所，上海201109）

提出了一種直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈的姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法。建立有軌控式直接力裝置和空氣舵導(dǎo)彈的短周期運(yùn)動(dòng)模型，基于自抗擾控制技術(shù)分別設(shè)計(jì)俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的姿態(tài)控制器，給出了俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的控制結(jié)構(gòu)。俯仰（偏航）通道中用俯仰（偏航）角速度環(huán)實(shí)現(xiàn)對(duì)俯仰（偏航）角速度指令的快速跟蹤；用攻角（側(cè)滑角）環(huán)實(shí)現(xiàn)對(duì)攻角（側(cè)滑角）指令的快速跟蹤；用法向（側(cè)向）過(guò)載環(huán)實(shí)現(xiàn)對(duì)過(guò)載指令的快速跟蹤。滾轉(zhuǎn)通道中采用了有角速度環(huán)和角度環(huán)的雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)，內(nèi)外環(huán)均采用自抗擾控制器。設(shè)計(jì)了直接力開(kāi)啟邏輯。用Lyapunov法證明了設(shè)計(jì)的閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。對(duì)用該方法設(shè)計(jì)的某直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈模型進(jìn)行數(shù)值仿真，結(jié)果表明可保證設(shè)計(jì)的導(dǎo)彈姿態(tài)穩(wěn)定且具良好的過(guò)載響應(yīng)特性。

直／氣復(fù)合控制；短周期運(yùn)動(dòng)模型；自抗擾控制；姿態(tài)控制系統(tǒng)；俯仰和偏航通道；滾轉(zhuǎn)通道；直接力開(kāi)啟邏輯；過(guò)載響應(yīng)特性

0 引言

隨著軍事技術(shù)的發(fā)展，對(duì)防空導(dǎo)彈的射程、速度、攔截精度等指標(biāo)提出了更高的要求。未來(lái)的防空導(dǎo)彈武器系統(tǒng)需對(duì)抗作戰(zhàn)機(jī)、預(yù)警機(jī)、戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈等各種目標(biāo)，但依靠傳統(tǒng)單一氣動(dòng)舵的控制方式在某些作戰(zhàn)環(huán)境中不能滿足需求。如攔截臨近空間的高速大機(jī)動(dòng)目標(biāo)時(shí)，導(dǎo)彈在高空由于氣動(dòng)效率不足導(dǎo)致姿態(tài)響應(yīng)慢，制導(dǎo)回路存在很大的延時(shí)，故很難成功攔截目標(biāo)。因此，為提高防空導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)能力，一般引入直接力與氣動(dòng)力復(fù)合控制方式。直／氣復(fù)合控制分為姿控式和軌控式。目前的資料顯示：美國(guó)PAC－3導(dǎo)彈系統(tǒng)采用了姿控式直／氣復(fù)合控制方式，通過(guò)安裝在導(dǎo)彈前端的180個(gè)直接力噴管提高導(dǎo)彈的姿態(tài)響應(yīng)速度；俄羅斯的S－300導(dǎo)彈系統(tǒng)采用了軌控式直／氣復(fù)合控制方式，通過(guò)在導(dǎo)彈質(zhì)心附近安裝24個(gè)直接力噴管提高制導(dǎo)末端的機(jī)動(dòng)能力，以實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的直接碰撞；法國(guó)的Aster－30導(dǎo)彈系統(tǒng)也采用了軌控式直／氣復(fù)合控制方式，不同的是其導(dǎo)彈質(zhì)心附近僅裝4個(gè)推力可調(diào)的直接力噴管，且只用于終端，故也被稱為“末段強(qiáng)迫制導(dǎo)系統(tǒng)”。本文將以Aster－30式的直氣復(fù)合控制導(dǎo)彈為對(duì)象，研究推力可調(diào)軌控式直／氣復(fù)合控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。

直接力裝置開(kāi)啟式產(chǎn)生的側(cè)向噴流會(huì)對(duì)彈體繞流產(chǎn)生干擾，形成側(cè)噴干擾效應(yīng)，該效應(yīng)會(huì)加劇氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)與通道間的耦合，從而使直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈的參數(shù)攝動(dòng)范圍明顯大于傳統(tǒng)的氣動(dòng)舵控制導(dǎo)彈，因此在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中需采取適當(dāng)?shù)目刂品椒▽?duì)氣動(dòng)干擾進(jìn)行有效抑制［1－3］。經(jīng)過(guò)直接力／氣動(dòng)力復(fù)合控制的理論研究，近年來(lái)提出了多種直／氣復(fù)合控制方法。如將直／氣復(fù)合控制系統(tǒng)分解為氣動(dòng)力和直接力子系統(tǒng)，用遺傳算法和自適應(yīng)模糊控制方法分別設(shè)計(jì)控制分配策略和直接力子系統(tǒng)的噴管開(kāi)啟邏輯；針對(duì)氣／直復(fù)合控制系統(tǒng)中存在的不確定性，提出了基于人工智能理論的在線辨識(shí)方法，以逼近系統(tǒng)的精確非線性模型，再用魯棒控制方法設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)；提出利用變結(jié)構(gòu)控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、遺傳算法、自適應(yīng)反演法等先進(jìn)控制方法解決直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈的控制問(wèn)題［4－9］。但多種先進(jìn)控制方法均要求實(shí)時(shí)進(jìn)行大量數(shù)值計(jì)算才能獲取控制器參數(shù)的解，復(fù)雜度較經(jīng)典的PID控制算法有顯著增加，距工程應(yīng)用還有一定差距。近年來(lái)，自抗擾控制（ADRC）受到控制工程界的極大關(guān)注［10］。實(shí)際上，自抗擾控制方法是對(duì)PID控制的豐富和發(fā)展。一個(gè)完整的自抗擾控制器結(jié)構(gòu)包括安排過(guò)渡過(guò)程、擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器（ESO）、非線性狀態(tài)誤差反饋形式（NLSEF），以及擾動(dòng)估計(jì)補(bǔ)償四部分組成，其中過(guò)渡過(guò)程的安排通常由跟蹤微分器（TD）或適當(dāng)?shù)暮瘮?shù)發(fā)生器實(shí)現(xiàn)，過(guò)渡過(guò)程并非自抗擾控制器的必須構(gòu)成部分，某些應(yīng)用場(chǎng)合可省略其設(shè)計(jì)。自抗擾控制器最本質(zhì)的功能是實(shí)時(shí)估計(jì)系統(tǒng)擾動(dòng)和基于擾動(dòng)估計(jì)的補(bǔ)償。利用擾動(dòng)估計(jì)的補(bǔ)償能使被控對(duì)象變成積分器串聯(lián)型線性控制系統(tǒng)，即實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)補(bǔ)償線性化過(guò)程。擾動(dòng)估計(jì)和動(dòng)態(tài)補(bǔ)償是自抗擾控制的精髓。

本文對(duì)用自抗擾控制方法設(shè)計(jì)直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈的復(fù)合姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行了研究。為增加姿態(tài)控制系統(tǒng)的抗擾動(dòng)能力，利用擴(kuò)展?fàn)顟B(tài)的狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)系統(tǒng)不確定擾動(dòng)進(jìn)行了有效估計(jì)，基于擾動(dòng)估計(jì)設(shè)計(jì)非線性狀態(tài)反饋控制律。俯仰和偏航通道采用對(duì)稱的控制結(jié)構(gòu)，均采用角速度內(nèi)環(huán)、角度中環(huán)和過(guò)載外環(huán)的控制結(jié)構(gòu)，內(nèi)環(huán)和中環(huán)控制器設(shè)計(jì)為自抗擾控制器形式，外環(huán)控制器設(shè)計(jì)為PI控制器形式。滾轉(zhuǎn)通道則采用角速度內(nèi)環(huán)和角度外環(huán)的控制結(jié)構(gòu)，內(nèi)環(huán)和外環(huán)控制器均設(shè)計(jì)為自抗擾控制器形式。本文先給出直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈短周期運(yùn)動(dòng)的數(shù)學(xué)描述，用自抗擾控制方法設(shè)計(jì)直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈俯偏通道和滾轉(zhuǎn)通道的姿態(tài)控制器，以及直接力噴管調(diào)節(jié)規(guī)律，討論了系統(tǒng)的穩(wěn)定性，并用數(shù)值仿真驗(yàn)證復(fù)合姿態(tài)控制方法的有效性。

1 導(dǎo)彈數(shù)學(xué)模型描述

1.1 坐標(biāo)系定義

定義導(dǎo)彈短周期運(yùn)動(dòng)模型涉及的坐標(biāo)系如下。

a）地面坐標(biāo)系O－xyz：原點(diǎn)為導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)其質(zhì)心在水平面內(nèi)的投影點(diǎn)；Ox軸與發(fā)射時(shí)目標(biāo)速度在水平面內(nèi)的投影平行，指向目標(biāo)為正；Oy軸在包含Ox軸的鉛垂面內(nèi)，向上為正；Oz軸按右手法則確定。

b）彈體坐標(biāo)系O－x1y1z1：原點(diǎn)在導(dǎo)彈質(zhì)心；Ox1軸沿彈身軸線，指向頭部為正；Oy1軸位于導(dǎo)彈縱對(duì)稱平面內(nèi)，垂直于Ox1軸，向上為正；Oz1軸按右手法則確定。

c）彈道坐標(biāo)系O－x2y2z2：原點(diǎn)在導(dǎo)彈質(zhì)心；Ox2軸沿導(dǎo)彈速度方向，與速度方向一致為正；Oy2軸與Ox2軸垂直，位于通過(guò)速度矢量的鉛垂面內(nèi)，向上為正；Oz2軸按右手法則確定。

d）速度坐標(biāo)系O－x3y3z3：原點(diǎn)在導(dǎo)彈質(zhì)心；Ox3軸沿導(dǎo)彈速度方向，與速度方向一致為正；Oy3軸與Ox3軸垂直，位于導(dǎo)彈縱對(duì)稱平面內(nèi)，向上為正；Oz3軸按右手法則確定。

各坐標(biāo)系間關(guān)系及轉(zhuǎn)換矩陣可參考文獻(xiàn)［11］。

1.2 導(dǎo)彈短周期運(yùn)動(dòng)模型

導(dǎo)彈直接力裝置的空間布局如圖1所示，4個(gè)側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的直接力均通過(guò)導(dǎo)彈質(zhì)心。

設(shè)側(cè)向噴流在彈體系中產(chǎn)生的直接力分別為T(mén)y1，Tz1，則由坐標(biāo)系間變換關(guān)系可得直接力在彈道系Oy2，Oz2軸的分量分別為

式中：α，β，γV分別為導(dǎo)彈攻角、側(cè)滑角和速度傾斜角。α，β是影響導(dǎo)彈氣動(dòng)特性的主要因素，在導(dǎo)彈短周期運(yùn)動(dòng)過(guò)程中攻角和側(cè)滑角被選為姿態(tài)控制系統(tǒng)的主要狀態(tài)變量，系統(tǒng)狀態(tài)方程可描述為

式中：m為導(dǎo)彈質(zhì)量；Jx，Jy，Jz分別為導(dǎo)彈繞彈體x、y、z軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；P為發(fā)動(dòng)機(jī)推力；v為導(dǎo)彈速度；θ，ψV分別為彈道傾角與偏角；，ψ，γ分別為彈體俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)角；ωx，ωy，ωz分別為彈體角速度在彈體系各軸的分量；X，Y，Z分別為氣動(dòng)阻力、升力和側(cè)向力；Mx，My，Mz分別為作用在彈體上的力矩在彈體系各軸的分量；Mdx，Mdy，Mdz分別為干擾力矩Md的三軸分量；dα，dβ，dγ分別為攻角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角擾動(dòng)。氣動(dòng)力和力矩可表示為

式中：q為動(dòng)壓，且q＝0.5ρv2；S為參考面積；L為特征長(zhǎng)度；為氣動(dòng)力系數(shù)；為氣動(dòng)力矩系數(shù)；δx， δy，δz分別為俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)舵偏角。此處：ρ為空氣密度。輸出過(guò)載方程為

式中：ny2，nz2分別為彈道系中的法向和側(cè)向過(guò)載。

2 直／氣復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

由于直接力一般只用在制導(dǎo)末端以提高導(dǎo)引精度，故可假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力P＝0。同時(shí)考慮自抗擾控制器的魯棒性和滾動(dòng)通道的快速穩(wěn)定性，則能假定γV＝0。因俯仰和偏航通道的對(duì)稱性，本文基于簡(jiǎn)化后的導(dǎo)彈模型分別設(shè)計(jì)俯仰偏航和滾轉(zhuǎn)通道的姿態(tài)控制器及直接力噴管的開(kāi)啟邏輯。

2.1 俯仰通道控制器

俯仰通道采用俯仰角速度環(huán)、攻角環(huán)和法向過(guò)載環(huán)的三環(huán)控制結(jié)構(gòu)，其中俯仰角速度環(huán)和攻角環(huán)均采用自抗擾控制器，法向過(guò)載環(huán)采用PI控制器。偏航通道則采用與俯仰通道對(duì)稱的控制結(jié)構(gòu)，俯仰和偏航通道的控制結(jié)構(gòu)如圖2所示。

2.1.1 俯仰角速度環(huán)

俯仰角速度環(huán)的主要設(shè)計(jì)目標(biāo)是快速實(shí)現(xiàn)對(duì)角速度指令ωzc的跟蹤，同時(shí)對(duì)阻尼回路擾動(dòng)有良好的抑制作用。由系統(tǒng)狀態(tài)方程式（2）～（13）可知俯仰角速度環(huán)的系統(tǒng)模型為

則式（17）可被改寫(xiě)為

式中：f10，f11分別為系統(tǒng)模型中已建模的確定部分和系統(tǒng)模型中未知擾動(dòng)部分。此處：

基于fal函數(shù)，為系統(tǒng)式（18）設(shè)計(jì)ESO為

式中：z11為系統(tǒng)狀態(tài)ωz的估值；z12為系統(tǒng)未知擾動(dòng)f11的估值；函數(shù)fal定義為

則用z12代替式（18）中的f11，即由擾動(dòng)估計(jì)實(shí)現(xiàn)補(bǔ)償，可得

為系統(tǒng)式（21）設(shè)計(jì)NLSEF控制律為

式中：ωzc為俯仰角速度環(huán)的輸入指令。將式（23）代入式（22）可得控制律為

2.1.2 攻角環(huán)

攻角環(huán)設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)是快速準(zhǔn)確地跟蹤攻角指令αc，同時(shí)為俯仰角速度環(huán)提供指令ωzc。根據(jù)由系統(tǒng)狀態(tài)式（2）～（13）可得攻角環(huán)的系統(tǒng)模型為

則式（25）可改寫(xiě)為

式中：f20，f21分別為模型中已知與未知部分；u2＝ωz為系統(tǒng)的控制輸入；b2＝1。此處：

為系統(tǒng)式（26）設(shè)計(jì)ESO為

式中：z21為狀態(tài)α的估值；z22為f21的估值。綜合式（26）、（27）可得

為系統(tǒng)式（28）設(shè)計(jì)NLSEF控制律為

式中：αc為攻角環(huán)的輸入指令，由法向過(guò)載環(huán)的控制輸出提供。根據(jù)式（29），可得最終的控制律為

2.1.3 法向過(guò)載環(huán)

法向過(guò)載環(huán)的設(shè)計(jì)目標(biāo)是使系統(tǒng)過(guò)載輸出ny快速跟蹤過(guò)載指令nyc。根據(jù)輸出過(guò)載方程中ny與α的關(guān)系，該環(huán)采用PI控制器，控制器輸出為攻角環(huán)提供αc，其控制表達(dá)式為

式中：kp1，ki1分別為控制器的比例與積分系數(shù)。

2.2 偏航通道控制器

偏航通道控制結(jié)構(gòu)與俯仰通道相同，其控制結(jié)構(gòu)如圖2所示。則偏航角速度環(huán)的控制律為

側(cè)滑角環(huán)控制律為

側(cè)向過(guò)載環(huán)控制律為

2.3 滾轉(zhuǎn)通道控制器

滾轉(zhuǎn)通道為角穩(wěn)定回路，設(shè)計(jì)為有角速度環(huán)和角度環(huán)的雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)，內(nèi)環(huán)和外環(huán)均采用自抗擾控制器，其控制結(jié)構(gòu)如圖3所示。具體設(shè)計(jì)過(guò)程可參考俯仰通道。

滾轉(zhuǎn)角速度環(huán)控制律為

滾轉(zhuǎn)角環(huán)控制律為

2.4 直接力噴管開(kāi)啟邏輯

直接力噴管開(kāi)啟邏輯設(shè)計(jì)分別以過(guò)載指令nyc，nzc與彈體實(shí)際過(guò)載輸出ny2，nz2偏差為輸入，與相應(yīng)的設(shè)定閾值 ny0，nz0比較。對(duì)俯仰通道，當(dāng)時(shí)，直接力噴管不開(kāi)啟，單單依靠氣動(dòng)力產(chǎn)生過(guò)載；當(dāng)時(shí)，俯仰方向直接力噴管開(kāi)啟，并最終形成過(guò)載大小為。同樣，對(duì)偏航通道，當(dāng)時(shí)，偏航方向直接力噴管開(kāi)啟，并最終形成過(guò)載大小為。因直接力的響應(yīng)時(shí)間非常迅速，故導(dǎo)彈建立過(guò)載的能力和速度顯著提高。由于直接力部分產(chǎn)生的過(guò)載為

考慮推力大小可調(diào)，根據(jù)式（42）可確定所需直接力大小為

2.5 穩(wěn)定性分析

以俯仰通道設(shè)計(jì)為例，分析閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。由式（18）、（19）、（26）、（27）可得俯仰角速度環(huán)和攻角環(huán)的狀態(tài)觀測(cè)誤差系統(tǒng)為

選取Lyapunov函數(shù)V11＝0.5（（e11）2＋（e12）2），則有

由式（45）可知：總存在合適的參數(shù)β11，β12使。同理可知，總存在合適的參數(shù)β21，β22使。由此可得結(jié)論：只要參數(shù)選取合適，設(shè)計(jì)的ESO（式（19））、（27）可分別有效估計(jì)出系統(tǒng)式（18）、（26）的狀態(tài)及未知部分。

若選取Lyapunov函數(shù)V12＝0.5（ωzc－ωz）2，則有

由式（46）可知：總存在合適的參數(shù)β13使同理可知，總存在合適的參數(shù)β23使

很明顯，V＝V11＋V12＋V13是俯仰角速度環(huán)和攻角環(huán)所組成閉環(huán)系統(tǒng)的Lyapunov函數(shù)，因此只要選取合適的參數(shù)β11，β12，β13，β21，β22，β23就能保證俯仰角速度和攻角分別快速跟蹤指令ωzc，αc，因此閉環(huán)系統(tǒng)是穩(wěn)定的。

3 數(shù)值仿真

用數(shù)值仿真驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)的復(fù)合控制器的有效性。設(shè)nyc＝20g，nzc＝25g；導(dǎo)彈姿態(tài)角速度的初值分別為ωx＝30（°）／s，ωz＝20（°）／s，ωy＝20（°）／s；θ，ψV，α，β的初值均為0°，γ的初值為10°；ny，nz的初值均為0g；P＝0N；v＝1 200m／s；直接力噴管開(kāi)啟閾值ny0＝nz0＝10g。通過(guò)調(diào)節(jié)控獲得一組控制器參數(shù)見(jiàn)表1。

基于上述控制器參數(shù)，仿真所得系統(tǒng)響應(yīng)如圖4～9所示。

由圖5可知：輸出過(guò)載較好地實(shí)現(xiàn)了對(duì)過(guò)載指令的跟蹤。由圖5～7可知：攻角、側(cè)滑角，以及俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)角均能快速跟蹤到達(dá)給定值，俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)角速度均快速收斂至零。由圖8可知：舵偏角輸出快速收斂。由圖9可知：直接力響應(yīng)迅速且快速收斂至零。數(shù)值仿真結(jié)果表明：用本文提出的直／氣復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法可保證導(dǎo)彈的姿態(tài)穩(wěn)定且有良好的過(guò)載響應(yīng)特性。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文基于自抗擾控制提出了一種直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法。姿態(tài)控制系統(tǒng)俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的角速度環(huán)和角度環(huán)均被設(shè)計(jì)為自抗擾控制器結(jié)構(gòu)，俯仰和偏航通道的過(guò)載環(huán)均采用PI控制器結(jié)構(gòu)。所設(shè)計(jì)的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)角速度環(huán)和角度環(huán)中的模型不確定部分進(jìn)行了有效估計(jì)，基于不確定項(xiàng)估計(jì)的非線性狀態(tài)反饋控制律保證了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性和魯棒性。用Lyapunov方法分析證明了系統(tǒng)的穩(wěn)定性，并獲得了自抗擾控制器參數(shù)與閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性的關(guān)系。對(duì)用本文方法設(shè)計(jì)的某直／氣復(fù)合控制導(dǎo)彈模型進(jìn)行數(shù)值仿真，結(jié)果表明用該法設(shè)計(jì)的直／氣復(fù)合姿態(tài)控制系統(tǒng)不僅穩(wěn)定而且具良好的動(dòng)態(tài)性能和魯棒性。本文基于自抗擾控制的設(shè)計(jì)方法充分利用了系統(tǒng)模型中的確定部分信息，對(duì)不確定部分信息通過(guò)設(shè)計(jì)觀測(cè)器進(jìn)行估計(jì)，然后利用確定部分信息和不確定部分信息的估計(jì)設(shè)計(jì)控制器，與傳統(tǒng)PID控制方法相比，自抗擾控制器充分利用了系統(tǒng)模型信息，而PID只利用了輸入與輸出之間的誤差信息，因此自抗擾控制器獲得更強(qiáng)的魯棒性。因本文設(shè)計(jì)的自抗擾控制器參數(shù)較多，若有效用于實(shí)際工程中，后續(xù)還需研究控制器參數(shù)的整定和調(diào)節(jié)方法；自抗擾控制器中狀態(tài)反饋控制律為非線性函數(shù)形式，非線性函數(shù)選取與控制效果間的關(guān)系尚待研究。

表1 控制器參數(shù)Tab.1 Parameters of controller

［1］ 史震，馬文橋，張玉芳.導(dǎo)彈的直接力與氣動(dòng)力復(fù)合控制分配算法研究［J］.計(jì)算機(jī)仿真，2013，30（12）：78－82.

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Study on ADRC System Design of Missiles with Aerodynamics and Lateral Thrust

TONG Yan－h(huán)ui，CHEN Yi－fen，JIA Shi－wei
（Shanghai Institute of Electromechanical Engineering，Shanghai 201109，China）

An attitude control system design method of missiles with aerodynamics and lateral thrust was proposed in the paper.The short period dynamic model of the missile with orbital lateral thrust control and rudder was established.Active disturbance rejection controllers were designed for pitch，yaw and roll channels of the system respectively based on active disturbance rejection control（ADRC）technique.The control structures of the three channels were given out.In pitch（yaw）channel，the pitch（yaw）angle velocity loop was adopted to realize the fast tracking of angle velocity order，the loop of angle of attack（sideslip）was adopted to realize the fast tracking of order of angle of attack（sideslip），and the normal（lateral）overload loop was adopted to realize the fast tracking of the overload order.In row channel，the dual closed－loop with angle velocity loop and angle loop was designed and ADRC was used in both the inner loop and outer loop.The opening logic of lateral thrust was also designed.The stability of closed loop system designed was proved by Lyapunov approach.The simulation of some missile with blended aerodynamic and lateral thrust control was carried out.The result showed that the attitude of the missile designed by the method proposed was stable and the overload response characteristic was good.

blended aerodynamic and lateral thrust control；short period dynamic model；active disturbance rejection control；attitude control system；pitch and yaw channels；roll channel；opening logic of lateral thrust； overload response characteristics

TJ765.2

A

10.19328／j.cnki.1006－1630.2017.01.007

1006－1630（2017）01－0043－08

2016－07－15；

2016－08－28

總裝備部精確制導(dǎo)技術(shù)裝備預(yù)先研究項(xiàng)目資助（51301010202）

通雁輝（1984—），男，博士，主要研究方向?yàn)橹茖?dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)、多操縱機(jī)構(gòu)復(fù)合控制等。