基于自适应滑模与模糊控制的导弹直接力/气动力复合控制系统优化设计
董朝阳1,王枫1,高晓颖2,王青1
(1.北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院,北京 100083)
(2.北京航天自动控制研究所宇航智能控制国防科技重点实验室,北京 100854)
摘 要:针对导弹直接力/气动力复合控制问题,提出了一种基于自适应滑模控制(ASMC)与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。该方法将整个导弹控制系统分为气动力控制子系统(ACS)和直接力控制子系统(RCS)两部分。前者采用自适应滑模控制理论进行设计,利用其所具有的强鲁棒性优点,克服了包括参数摄动与外界扰动在内的各类不确定性因素的影响。后者通过基于规则的模糊推理来确定不同条件下直接力作用的大小,以辅助提高气动力子系统的性能。在控制系统结构确定的条件下,利用遗传算法(GA)对各参数进行优化,实现了两个子系统之间的协调工作。仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。
关键词:直接力/气动力复合控制;自适应滑模控制;模糊逻辑;遗传算法
中图分类号: TJ765.2 文献标识码: A
常规的战术导弹主要通过控制气动舵来实现姿态和弹道的改变,这种方式存在响应速度有限以及在低动压条件下控制效率低等缺点,已越来越无法满足现代战场的作战要求。为了提高导弹响应速度和过载能力,实现对高速高机动性目标的精确打击,现代导弹普遍采用了直接力/气动力复合控制的方式。
国内外学者与工程设计人员对导弹直接力/气动力复合控制系统的设计进行了大量的研究并取得了一定成果。文献[1]针对空空导弹在敏捷转弯条件下的直接力/气动力复合控制问题,提出了一个定性的指令分配策略,在大迎角与小迎角情况下分别设计了控制律;文献[2]在此基础上采用反馈控制和变结构控制进一步设计了复合控制律，并分析了控制器的鲁棒性;文献[3]提出了一种控制指令分配策略,并利用具有非线性动态滑模面的二阶滑模设计方法对直接力/气动力复合控制系统进行了设计;文献[4]采用前馈加反馈的控制方式,实现了直接力与气动力的解耦控制,并采用系数图表法来确定前馈与反馈控制器的参数;文献[5]采用时间尺度分离的方法对装有反作用喷气控制装置的空空导弹姿态控制系统进行了设计;文献[6]采用动态逆方法设计了一种复合控制器,并利用信用度分配机制和模糊思想来提高小脑模型控制器(CMAC)神经网络的收敛性以补偿动态逆建模误差,解决了导弹直接力/气动力复合系统参数严重不确定和多操纵机构的耦合问题。
针对导弹直接力/气动力复合控制的特点,提出了一种基于自适应滑模与模糊控制的自动驾驶仪设计方法。该方法首先将整个系统分为气动力控制与直接力控制两个子系统分别进行设计,然后在控制系统结构确定的条件下,利用遗传算法(GA)对系统参数进行优化,以实现两个子系统的协调工作,最终达到直接力/气动力复合控制的目的。
1 直接力/气动力复合控制导弹模型描述
假设直接力/气动力复合控制导弹为轴对称形式,采用正常式气动布局,直接力喷流装置位于导弹质心的前端,具体结构如图1所示。
整个控制系统设计可分为气动力控制子系统和直接力控制子系统两部分。其中气动力控制子系统是基础,设计目的在于保证对迎角指令的精确跟踪,且对系统参数摄动和外界干扰具有较强的鲁棒性,特别是克服由于直接力作用而产生的耦合影响。直接力控制子系统作为气动力控制子系统的辅助,主要设计目的是在保证与气动力控制系统协调工作的前提下,改善控制系统的响应速度。同时,考虑到燃料的限制,直接力控制主要在气动力不足与响应速度过慢等条件下使用,其余情况尽量使用气动舵控制,这一思想可以通过基于规则的模糊推理系统来实现。
2.1 气动力控制子系统设计
由此,便得到了基于模糊逻辑的直接力控制子系统。但是,以上设计还主要是基于定性的分析,要达到较为满意的控制效果,还需要对模糊推理系统的隶属度函数以及气动控制子系统相关参数进行优化,从而达到使直接力与气动力协调工作,并改善控制系统的响应速度的目的。2.3节将对复合控制系统的优化设计问题进行讨论。
2.3 复合控制系统参数优化
遗传算法是一种新型全局搜索算法,它可以高效率地发现全局最优解或接近最优解,避免陷入局部最优,而且对问题的初始条件要求较少。
本文将利用该算法对直接力/气动力复合控制系统进行优化设计,以实现直接力与气动力的协调工作。具体步骤如下:
(1)待寻优参数的编码
在对直接力/气动力复合控制系统进行优化设计时,待寻优的参数包括气动力控制子系统中的c0,k,γ以及直接力控制子系统中模糊推理系统隶属度函数的参数等。模糊推理系统采用三角型隶属度函数,用a,b,c分别表示三角型的顶点和左右边界。为了简化问题,隶属度函数采用对称的形式,正半轴如图(5)所示。
将各寻优参数用无符号的二进制数表示,然后将所有二进制数串连成一个字符串,从而完成编码工作。
(2)适应度函数的设计
基于跟踪误差与能量消耗最小的原则,定义直接力/气动力复合控制系统的代价函数为
(3)初始化设置总遗传优化代数和种群大小,并完成初始种群的随机产生。
(4)遗传操作
计算适应度函数值,进行复制、交叉和变异等遗传操作。
步骤(4)随着代数的增加重复进行,直至达到某一性能要求或遗传代数大于所设置的总优化代数。
3 仿真结果与分析
通过数字仿真对所设计的直接力/气动力复合控制系统对机动指令的跟踪性能进行分析。以文献[2]提供的导弹气动数据为例,气动舵时间常数取Ta=0.2 s,直接力控制子系统中,喷流建立延迟时间取τ=0.015 s,直接力时间常数取Ts=0.02 s,喷流放大因子取Kp=1。利用遗传算法经过50代的优化后得到复合控制系统的相关参数。最终的仿真结果如图6~图8所示。
通过仿真结果可知,所设计的基于自适应滑模与模糊控制的直接力/气动力复合控制系统对迎角指令具有较好的跟踪性能。直接力控制的引入,有效地补偿了纯气动舵控制中存在的响应滞后,极大提高了导弹的响应速度。
4 结 论
针对导弹直接力/气动力复合控制问题,提出了一种基于自适应滑模与模糊控制的自动驾驶仪设计方法。气动力控制子系统采用自适应滑模控制理论进行设计。直接力控制子系统通过基于规则的模糊推理确定其作用力的大小。利用遗传算法对系统参数进行优化,实现了直接力与气动力的协调工作。仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。
|
