【運動學】導彈姿態(tài)控制含Matlab源碼
【運動學】導彈姿態(tài)控制含Matlab源碼
TT_Matlab
博主簡介：擅長智能優(yōu)化算法、神經(jīng)網(wǎng)絡預測、信號處理、元胞自動機、圖像處理、路徑規(guī)劃、無人機等多種領域的Matlab仿真，完整matlab代碼或者程序定制加qq1575304183。
1 簡介
從 1945年V2導彈面世以來,七十多年間各種導彈層出不窮,從防空導彈到反艦導彈,從彈道導彈到巡航導彈，從亞音速導彈到超音速導彈。這些導彈在大氣層中，能按照目標軌跡運動，它們的姿態(tài)控制系統(tǒng)至關重要。導彈姿態(tài)控制系統(tǒng)關乎導彈飛行成敗，導彈姿態(tài)控制系統(tǒng)主要有以下兩個作用：在大氣層內(nèi)復雜的干擾條件下，保證導彈姿態(tài)角偏差始終穩(wěn)定在系統(tǒng)允許的范圍內(nèi)；根據(jù)制導控制指令改變導彈的姿態(tài)角，從而使導彈的運動狀態(tài)發(fā)生變化，以此來修正飛行路線，從而令導彈能準確的命中目標。由于導彈在大氣層內(nèi)的運動十分復雜，所以為使問題簡單化,總是將導彈的運動分解為鉛錘面內(nèi)的縱向運動和水平面內(nèi)的側(cè)向運動,將導彈在空間的角運動分解成俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三個方向的角運動。由于導彈的姿態(tài)變化主要由角運動引起,所以導彈的姿態(tài)控制系統(tǒng)主要目的就是對導彈的角運動進行控制 [ 1 ] 。
現(xiàn)階段對大氣層內(nèi)的導彈進行姿態(tài)控制，主要要采用以下三種方法：氣動力控制，推力矢量控制和噴氣反作用控制，三者之間還可以相互配合使用，形成復合控制。噴氣反作用控制利用導彈本身攜帶的氣源 ,或由燃料燃燒或分解產(chǎn)生的高壓氣體,通過噴氣發(fā)動機向彈體外噴射,產(chǎn)生反作用力和反作用力矩,從而進行導彈的姿態(tài)控制。但是，直接側(cè)向噴流的應用，會使側(cè)噴發(fā)動機所產(chǎn)生的高壓氣流與來流氣體相互碰撞，形成激波干擾 [ 2 ] 。從而造成彈體表面的氣動壓力分布重置，這會使得導彈設計之初所基于的假設條件發(fā)生變化，從而會產(chǎn)生很多難以預測造的不確定性因素成導彈姿態(tài)發(fā)生變化。推力矢量控制是通過改變導彈的主發(fā)動機噴出氣流的方向，來控制導彈姿態(tài)。對于未應用推力矢量技術的導彈 ,其主發(fā)動機噴出氣流的方向始終是與導彈的中軸線保持一致的,發(fā)動機產(chǎn)生的推力方向也沿導彈軸線向前,此時導彈發(fā)動機推力的作用是抵消導彈所受到的阻力或為導彈提供加速的動力。而運用了推力矢量技術的導彈,則通過發(fā)動機尾噴管的偏轉(zhuǎn),使發(fā)動機推力方向發(fā)生變化,產(chǎn)生側(cè)向的控制力和控制力矩,從而達到控制導彈姿態(tài)的目的。其優(yōu)點是導彈本身姿態(tài)的變化不會影響其控制力矩，但是矢量發(fā)動機結(jié)構過于復雜，成本較高，不適用于普通導彈 [ 3 ] 。氣動力控制則根據(jù)氣動力基本定律以及相對性原 ,當導彈在大氣層內(nèi)飛行時,就必然會受氣動力的作用。氣動力可以分解為鉛垂面內(nèi)的升力、水平面內(nèi)的側(cè)向力和與導彈前進方向相反的阻力,三者作用與導彈上則分別產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩使導彈姿態(tài)發(fā)生變化。基于氣動力控制的導彈姿態(tài)控制方法具有控制力連續(xù)，控制能耗低，結(jié)構簡單的優(yōu)點,廣泛應用在大氣層內(nèi)飛行的導彈上 [ 4 ] 。
本文研究對象是大氣層內(nèi)飛行的導彈，通過設計基于氣動力控制的姿態(tài)控制律，使導彈擁有較高的動態(tài)響應特性，使導彈在允許時間內(nèi)以較高精度達到期望姿態(tài)。執(zhí)行機構是安裝在彈體尾部的四個空氣舵面，通過姿態(tài)控制規(guī)律計算控制指令，控制舵面的偏轉(zhuǎn)角度，改變空氣動力矩，進一步改變姿態(tài)，從而實現(xiàn)準確控制導彈姿態(tài)的目的。
2 部分代碼
clc;clear;
%------------------------定義導彈、大氣、地球等固定參數(shù)---------------------%
Jx
=
2.95;Jy=168.2;Jz=168.2;
m
=
300;S=0.0616;L=0.3;
rho
=
1.2;g=9.8;
i
=
10000;
ii
=
i/10;
t
=
zeros(1,ii-1);dt=0.001;
H
=
pi/180;K=180/pi;
%-------------------------定義初始位置參數(shù)---------------------------------%
x
=
zeros(1,i);y=zeros(1,i);z=zeros(1,i);
y(1)
=
30000;
%-------------------------定義初始速度參數(shù)---------------------------------%
V
=
zeros(1,i);Vx=zeros(1,i);Vy=zeros(1,i);Vz=zeros(1,i);
V(1)
=
2275;Vx(1)=2275;
%-------------------------定義初始彈道參數(shù)---------------------------------%
theta
=
zeros(1,i);psiv=zeros(1,i);gammav=zeros(1,i);
theta(1)
=
(40*pi)/180;
%-------------------------定義初始姿態(tài)參數(shù)---------------------------------%
htheta
=
zeros(1,i);psi=zeros(1,i);gamma=zeros(1,i);
htheta(1)
=
40*H;psi(1)=0*H;gamma(1)=5*H;
htheta0
=
50*H;psi0=10*H;gamma0=0*H;
%---------------------------定義初始舵偏角---------------------------------%
deltax
=
zeros(1,i);deltay=zeros(1,i);deltaz=zeros(1,i);
%--------------------------定義初始姿態(tài)角速度參數(shù)---------------------------%
omegax
=
zeros(1,i);omegay=zeros(1,i);omegaz=zeros(1,i);
%-------------------------定義攻角/側(cè)滑角----------------------------------%
alpha
=
zeros(1,i);beta=zeros(1,i);dalpha=0;dbeta=0;
%--------------------定義空氣動力和空氣動力矩-------------------------------%
X
=
zeros(1,i);Y=zeros(1,i);Z=zeros(1,i);
Mx
=
zeros(1,i);My=zeros(1,i);Mz=zeros(1,i);
%--------------------------定義控制律參數(shù)----------------------------------%
Kpx
=
-1.5; Kdx=-0.018;
Kpy
=
-1.5; Kdy=-0.05;
Kpz
=
-1.8; Kdz=-0.05;
%--------------------------------定義繪圖用數(shù)組----------------------------%
hthetat
=
zeros(1,ii-1);psit=zeros(1,ii-1);gammat=zeros(1,ii-1);
omegaxt
=
zeros(1,ii-1);omegayt=zeros(1,ii-1);omegazt=zeros(1,ii-1);
xt
=
zeros(1,ii-1);yt=zeros(1,ii-1);zt=zeros(1,ii-1);
Mxt
=
zeros(1,ii-1);Myt=zeros(1,ii-1);Mzt=zeros(1,ii-1);
deltaxt
=
zeros(1,ii-1);deltayt=zeros(1,ii-1);deltazt=zeros(1,ii-1);
%------------------------定義氣動力、氣動力矩的插值矩陣---------------------%
B
=
[-6,-4,-2,0,2,4,6];
A
=
[-6;-4;-2;0;2;3;4;6;8;10];
CX
=
[0.926,0.750,0.636,0.583,0.614,0.722,0.888;0.758,0.596,0.511,0.468,0.489,0.570,0.726;
0.644,0.504,0.426,0.398,0.411,0.487,0.614;0.602,0.477,0.399,0.367,0.390,0.458,0.574;
0.650,0.508,0.428,0.410,0.415,0.502,0.627;0.699,0.547,0.463,0.434,0.449,0.533,0.674;
0.762,0.601,0.512,0.471,0.497,0.585,0.739;0.921,0.749,0.628,0.578,0.613,0.735,0.902;
1.136,0.949,0.817,0.763,0.800,0.934,1.115;1.405,1.212,1.080,1.029,1.067,1.200,1.388];
CY
=
[-2.694,-2.563,-2.426,-2.351,-2.427,-2.605,-2.686;-1.854,-1.710,-1.642,-1.593,-1.618,-1.711,-1.800;
-0.920,-0.818,-0.802,-0.794,-0.797,-0.798,-0.873;0.034,0.036,0.015,0.033,0.009,0.004,0.031;
0.930,0.894,0.868,0.808,0.802,0.836,0.928;1.373,1.331,1.275,1.190,1.233,1.257,1.340;
1.825,1.751,1.685,1.566,1.633,1.715,1.787;2.704,2.647,2.460,2.344,2.428,2.583,2.677;
3.411,3.458,3.365,3.276,3.312,3.397,3.392;4.175,4.292,4.283,4.241,4.218,4.263,4.181];
3 仿真結(jié)果
4 參考文獻
[1]黃金陽, 辛長范, 馬云建,等. 基于Matlab/FlightGear的導彈飛行姿態(tài)與軌跡可視化系統(tǒng)[J]. 導航與控制, 2016, 15(6):5.
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