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DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2018.06.005
摘要：为了满足现代战争对导弹更高的性能要求，本文将导弹制导与控制系统作为一个整体，进行一体化设计。以发动机引流直接力/气动力复合控制的空空导弹为例，建立了俯仰通道一体化模型。针对直接力/气动力复合控制方式的特点，设计了一种自适应反演滑模控制的制导控制一体化算法。利用控制分配将期望控制量映射到直接力装置和升降舵面。仿真结果表明，本文所设计的一体化制导控制系统具有较强的鲁棒性，可以实现精确制导与控制。
关键词：空空导弹;复合控制;滑模控制;控制分配;制导控制一体化
中图分类号：TJ765;V448文献标识码：A文章编号：1673-5048（2018）06-0032-07[SQ0]
0引言
空中战争的目标正逐渐变为高空、高速、大机动、具有智能逃逸和隐身技术的新型飞行器，这些目标对空空导弹的性能提出了更高的要求，尤其是拦截能力，要求空空导弹具备对机动目标“直接碰撞杀伤”能力[1]。为了满足导弹制导与控制系统的性能要求，解决传统设计方法中的不足，需要充分利用导弹制导系统与控制系统之间的相互作用，进行一体化设计。传统设计方法存在制导系统与控制系统之间的指令传输延迟和导弹在接近目标时可能存在的固有不稳定性等问题，因而对导弹制导与控制一体化设计（IntegratedGuidanceandControl，IGC）方法的研究就显得非常必要。
学者们在这方面已经做了大量的研究工作，董飞垚等[2]将传统导弹的制导控制问题转化成一个三阶积分链系统，基于高阶滑模控制理论对导弹进行制导与控制一体化设计;同时针对模型中存在目标机动等不确定性，采用超扭曲算法设计了补偿控制律。毕永涛等[3]选择零效脱靶量和弹体角加速度作为系统评价输出，提出一种基于输出稳定的复合控制策略。周觐等[4]考虑导弹自身的参数摄动和建模不确定性，应用高阶滑模微分器和神经网络模型进行在线逼近。Bhavnesh[5]等提出了一种基于连续时间预测控制的新型综合制导控制方案。
另一方面，传统的单纯依靠气动力的控制方案很难满足导弹的发展需求，新的复合控制技术应运而生[6]。直接力/气动力复合控制能补偿导弹低动压下的控制能力，使中远距空空导弹获得与格斗弹相同的离轴发射甚至越肩发射能力，实现远距拦射与近距格斗的结合，同时还能显著降低自动驾驶仪的响应时间[7]，从而提高制导回路的响应速度，实现对新型飞行器的高精度拦截。
舒燕军等[8]利用动态面反步法进行制导与控制一体化设计，同时设计了非线性干扰观测器对
复合控制导弹制导控制一体化模型中存在的不确定性进行估计和补偿。王昭磊等[9]利用滑模反演
控制方法针对姿控式复合控制导弹进行制导与控制一体化设计，同时构造自适应误差滑模面来不断逼近误差和有界干扰。
本文以发动机引流直接力/气动力复合控制空空导弹为例，对其控制系统与制导系统设计方法进行了深入研究。针对直接力/气动力复合控制方式的特点，基于滑模控制、反演控制和控制分配方法设计了直接力/气动力复合控制空空导弹俯仰通道制导与控制一体化控制算法。
空导弹俯仰通道进行制导控制一体化设计。首先建立了直接力/气动力复合控制空空导弹俯仰通道制导控制一体化模型，将其处理为严格反馈的三阶系统。然后在考虑气动参数的不确定性和目标存在机动的情况下，采用自适应反演滑模控制方法对复合控制空空导弹进行制导控制一体化设计。仿真结果表明，该方法能够很好地处理目标机动和气动参数摄动等不确定性，使直接力/气动力复合控制空空导弹能够获得较高的制导控制精度。
参考文献：
[1]朱枫，韩晓明，何小九.新型反战术弹道导弹拦截杀伤技术—直接撞动能杀伤[J].飞航导弹，2017（2）：3-9.
ZhuFeng，HanXiaoming，HeXiaojiu.NewTechnologyforInterceptingandDamagingTBM[J].AerodynamicMissileJournal，2017（2）：3-9.（inChinese）
[2]董飞垚，雷虎民，周池军，等.导弹鲁棒高阶滑模制导控制一体化研究[J].航空学报，2013，34（9）：2212-2218.
DongFeiyao，LeiHumin，ZhouChijun，etal.ResearchofIntegratedRobustHighOrderSlidingModeGuidanceandControlforMissiles[J].ActaAeronauticaletAstronauticsSinica，2013，34（9）：2212-2218.（inChinese）
[3]畢永涛，姚郁，马克茂.具有直接侧向力的拦截导弹复合制导控制设计[J].宇航学报，2010，31（11）：2496-2502.
BiYongtao，YaoYu，MaKemao.BlendedGuidanceandControlStrategyDesignforInterceptorMissilewithLateralJets[J].JournalofAstronautics，2010，31（11）：2496-2502.（inChinese）
[4]周觐，雷虎民，李炯.基于神经网络的导弹制导控制一体化反演设计[J].航空学报，2015，36（5）：1661-1672.
ZhouJin，LeiHumin，LiJiong.IntegratedMissileGuidanceandComtrolDesignBasedonNeuralNetworkandBackSteppingControlTheory[J].ActaAeronauticaetAstronauticaSinica，2015，36（5）：1661-1672.（inChinese） [5]BhavneshP，NileshM，TaloleSE.ContinuousTimePredictiveControlBasedIntegratedGuidanceandControl[J].JournalofGuidance，Control，andDynamics，2017，40（7）：1-17.
[6]佟鑫.轨控式直/气复合导弹控制与制导方法研究[D].哈尔滨：哈尔滨工程大学，2015.
TongXin.ResearchonGuidanceandControlforMissilewithAerodynamicandThrust[D].Harbin：HarbinEngineeringUniversity，2015.（inChinese）
[7]魏明英.直接側向力与气动力复合控制技术综述[J].现代防御技术，2012，40（1）：52-54.
WeiMingying.SummaryofBlendedControlTechnologyforMissileswithLateralJetsandAerodynamicSurfaces[J].ModernDefenceTechnology，2012，40（1）：52-54.（inChinese）
[8]舒燕军，唐硕.轨控式复合控制导弹制导与控制一体化反步设计[J].宇航学报，2013，34（1）：79-85.
ShuYanjun，TangShuo.IntegratedGuidanceandControlBacksteppingDesignforBlendedControlMissileBasedonNDO[J].JournalofAstronautics，2013，34（1）：79-85.（inChinese）
[9]王昭磊，王青，冉茂鹏，等.基于自适应模糊滑模的复合控制导弹制导控制一体化反演设计[J].兵工学报，2015，36（1）：78-86.
WangZhaolei，WangQing，RanMaopeng，etal.IntegratedGuidanceandControlBacksteppingDesignofBlendedControlMissileBasedonAdaptiveFuzzySlidingModeControl[J].ActaArmamentarii，2015，36（1）：78-86.（inChinese）
[10]贺风华，马克茂，姚郁.基于输出预测的姿控发动机控制律优化设计[J].航空学报，2009，30（6）：1131-1137.
HeFenghua，MaKemao，YaoYu.OutputPredictionBasedOptimizationDesignofMissileAttitudeControlbyLateralJets[J].ActaAeronauticaetAstronauticaSinica，2009，30（6）：1131-1137.（inChinese）
[11]林德福.战术导弹自动驾驶仪设计与制导律分析[M].北京：北京理工大学出版社，2012：17-18.
LinDefu.AutopilotDesignandGuidanceLawAnalysisforTacticalMissiles[M].Beijing：BeijingInstituteofTechnologyPress，2012：17-18.（inChinese）
[12]闵颖颖，刘允刚.Barbalat引理及其在系统稳定性分析中的应用[J].山东大学学报：工学版，2007，37（1）：51-55，114.
MinYingying，LiuYungang.BarbalatLemmaandItsApplicationinAnalysisofSystemStability[J].JournalofShandongUniversity：EngineeringScience，2007，37（1）：51-55，114.（inChinese）
[13]占正勇，刘林.多操纵面先进布局飞机控制分配技术研究[J].飞行力学，2006，24（1）：13-16.
ZhanZhengyong，LiuLin.ControlAllocationforHighPerformanceAircraftwithMultiControlEffectors[J].FlightDynamics，2006，24（1）：13-16.（inChinese）
[14]李波.过驱动航天器姿态控制分配研究[D].天津：中国民航大学，2013.
LiBo.AttitudeControlAllocationResearchforOverActuatedSpacecraftSystem[D].Tianjin：CivilAviationUniversityofChina，2013.（inChinese）
[15]赵玉杰，廖志忠，段朝阳，等.基于终端滑模的直接力/气动力复合控制系统设计[J].导航定位与授时，2015，2（3）：49-54.
摘要：为了满足现代战争对导弹更高的性能要求，本文将导弹制导与控制系统作为一个整体，进行一体化设计。以发动机引流直接力/气动力复合控制的空空导弹为例，建立了俯仰通道一体化模型。针对直接力/气动力复合控制方式的特点，设计了一种自适应反演滑模控制的制导控制一体化算法。利用控制分配将期望控制量映射到直接力装置和升降舵面。仿真结果表明，本文所设计的一体化制导控制系统具有较强的鲁棒性，可以实现精确制导与控制。
关键词：空空导弹;复合控制;滑模控制;控制分配;制导控制一体化
中图分类号：TJ765;V448文献标识码：A文章编号：1673-5048（2018）06-0032-07[SQ0]
0引言
空中战争的目标正逐渐变为高空、高速、大机动、具有智能逃逸和隐身技术的新型飞行器，这些目标对空空导弹的性能提出了更高的要求，尤其是拦截能力，要求空空导弹具备对机动目标“直接碰撞杀伤”能力[1]。为了满足导弹制导与控制系统的性能要求，解决传统设计方法中的不足，需要充分利用导弹制导系统与控制系统之间的相互作用，进行一体化设计。传统设计方法存在制导系统与控制系统之间的指令传输延迟和导弹在接近目标时可能存在的固有不稳定性等问题，因而对导弹制导与控制一体化设计（IntegratedGuidanceandControl，IGC）方法的研究就显得非常必要。
学者们在这方面已经做了大量的研究工作，董飞垚等[2]将传统导弹的制导控制问题转化成一个三阶积分链系统，基于高阶滑模控制理论对导弹进行制导与控制一体化设计;同时针对模型中存在目标机动等不确定性，采用超扭曲算法设计了补偿控制律。毕永涛等[3]选择零效脱靶量和弹体角加速度作为系统评价输出，提出一种基于输出稳定的复合控制策略。周觐等[4]考虑导弹自身的参数摄动和建模不确定性，应用高阶滑模微分器和神经网络模型进行在线逼近。Bhavnesh[5]等提出了一种基于连续时间预测控制的新型综合制导控制方案。
另一方面，传统的单纯依靠气动力的控制方案很难满足导弹的发展需求，新的复合控制技术应运而生[6]。直接力/气动力复合控制能补偿导弹低动压下的控制能力，使中远距空空导弹获得与格斗弹相同的离轴发射甚至越肩发射能力，实现远距拦射与近距格斗的结合，同时还能显著降低自动驾驶仪的响应时间[7]，从而提高制导回路的响应速度，实现对新型飞行器的高精度拦截。
舒燕军等[8]利用动态面反步法进行制导与控制一体化设计，同时设计了非线性干扰观测器对
复合控制导弹制导控制一体化模型中存在的不确定性进行估计和补偿。王昭磊等[9]利用滑模反演
控制方法针对姿控式复合控制导弹进行制导与控制一体化设计，同时构造自适应误差滑模面来不断逼近误差和有界干扰。
本文以发动机引流直接力/气动力复合控制空空导弹为例，对其控制系统与制导系统设计方法进行了深入研究。针对直接力/气动力复合控制方式的特点，基于滑模控制、反演控制和控制分配方法设计了直接力/气动力复合控制空空导弹俯仰通道制导与控制一体化控制算法。
空导弹俯仰通道进行制导控制一体化设计。首先建立了直接力/气动力复合控制空空导弹俯仰通道制导控制一体化模型，将其处理为严格反馈的三阶系统。然后在考虑气动参数的不确定性和目标存在机动的情况下，采用自适应反演滑模控制方法对复合控制空空导弹进行制导控制一体化设计。仿真结果表明，该方法能够很好地处理目标机动和气动参数摄动等不确定性，使直接力/气动力复合控制空空导弹能够获得较高的制导控制精度。
参考文献：
[1]朱枫，韩晓明，何小九.新型反战术弹道导弹拦截杀伤技术—直接撞动能杀伤[J].飞航导弹，2017（2）：3-9.
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[3]畢永涛，姚郁，马克茂.具有直接侧向力的拦截导弹复合制导控制设计[J].宇航学报，2010，31（11）：2496-2502.
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[4]周觐，雷虎民，李炯.基于神经网络的导弹制导控制一体化反演设计[J].航空学报，2015，36（5）：1661-1672.
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[8]舒燕军，唐硕.轨控式复合控制导弹制导与控制一体化反步设计[J].宇航学报，2013，34（1）：79-85.
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[10]贺风华，马克茂，姚郁.基于输出预测的姿控发动机控制律优化设计[J].航空学报，2009，30（6）：1131-1137.
HeFenghua，MaKemao，YaoYu.OutputPredictionBasedOptimizationDesignofMissileAttitudeControlbyLateralJets[J].ActaAeronauticaetAstronauticaSinica，2009，30（6）：1131-1137.（inChinese）
[11]林德福.战术导弹自动驾驶仪设计与制导律分析[M].北京：北京理工大学出版社，2012：17-18.
LinDefu.AutopilotDesignandGuidanceLawAnalysisforTacticalMissiles[M].Beijing：BeijingInstituteofTechnologyPress，2012：17-18.（inChinese）
[12]闵颖颖，刘允刚.Barbalat引理及其在系统稳定性分析中的应用[J].山东大学学报：工学版，2007，37（1）：51-55，114.
MinYingying，LiuYungang.BarbalatLemmaandItsApplicationinAnalysisofSystemStability[J].JournalofShandongUniversity：EngineeringScience，2007，37（1）：51-55，114.（inChinese）
[13]占正勇，刘林.多操纵面先进布局飞机控制分配技术研究[J].飞行力学，2006，24（1）：13-16.
ZhanZhengyong，LiuLin.ControlAllocationforHighPerformanceAircraftwithMultiControlEffectors[J].FlightDynamics，2006，24（1）：13-16.（inChinese）
[14]李波.过驱动航天器姿态控制分配研究[D].天津：中国民航大学，2013.
LiBo.AttitudeControlAllocationResearchforOverActuatedSpacecraftSystem[D].Tianjin：CivilAviationUniversityofChina，2013.（inChinese）
[15]赵玉杰，廖志忠，段朝阳，等.基于终端滑模的直接力/气动力复合控制系统设计[J].导航定位与授时，2015，2（3）：49-54.