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一种BTT导弹飞行轨迹自动控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤一、实时监测BTT导弹的运行状态，包括状态量：滚转角、攻角、侧滑角、俯仰过载输出、偏航过载输出；步骤二、在考虑耦合的情况下建立BTT导弹的数学模型：<img file="107235dest_path_image002.GIF" wi="363" he="663" />（1）其中，<img file="86692dest_path_image004.GIF" wi="19" he="19" />、<img file="866430dest_path_image006.GIF" wi="21" he="24" />、<img file="261639dest_path_image008.GIF" wi="22" he="20" />、<img file="138328dest_path_image010.GIF" wi="20" he="23" />、<img file="960791dest_path_image012.GIF" wi="20" he="22" />、<img file="227824dest_path_image014.GIF" wi="21" he="27" />、<img file="489041dest_path_image016.GIF" wi="19" he="26" />、<img file="157920dest_path_image018.GIF" wi="17" he="24" />、<img file="151283dest_path_image020.GIF" wi="19" he="25" />、<img file="967930dest_path_image022.GIF" wi="18" he="25" />、<img file="704942dest_path_image024.GIF" wi="20" he="20" />、<img file="228327dest_path_image026.GIF" wi="20" he="20" />为弹体的动力学系数；<img file="720488dest_path_image028.GIF" wi="22" he="27" />、<img file="962113dest_path_image030.GIF" wi="20" he="28" />、<img file="237237dest_path_image032.GIF" wi="22" he="27" />为弹体的转动惯量；<img file="943025dest_path_image034.GIF" wi="25" he="26" />、<img file="278191dest_path_image036.GIF" wi="25" he="29" />、<img file="7113dest_path_image038.GIF" wi="25" he="30" />为舵偏角指令；<img file="148244dest_path_image040.GIF" wi="23" he="26" />、<img file="646222dest_path_image042.GIF" wi="23" he="27" />、<img file="417868dest_path_image044.GIF" wi="22" he="24" />为实际舵偏角；<img file="430824dest_path_image046.GIF" wi="18" he="15" />为舵机的时间常数，<img file="313329dest_path_image048.GIF" wi="24" he="21" />为滚转角速度，<img file="665813dest_path_image050.GIF" wi="23" he="25" />为俯仰角速度，<img file="670678dest_path_image052.GIF" wi="27" he="21" />为偏航角速度；<img file="108613dest_path_image054.GIF" wi="22" he="23" />为俯仰过载，<img file="529230dest_path_image056.GIF" wi="19" he="22" />为偏航过载，<img file="64116dest_path_image058.GIF" wi="19" he="18" />为攻角，<img file="177566dest_path_image060.GIF" wi="19" he="24" />为侧滑角；<img file="102797dest_path_image062.GIF" wi="25" he="44" />为滚转角变化率，<img file="389421dest_path_image064.GIF" wi="43" he="45" />为滚转角速度变化率，<img file="450918dest_path_image066.GIF" wi="35" he="47" />为俯仰角速度变化率，<img file="735269dest_path_image068.GIF" wi="34" he="43" />为偏航角速度变化率；<img file="210113dest_path_image070.GIF" wi="27" he="38" />为攻角变化率，<img file="dest_path_image072.GIF" wi="24" he="43" />为侧滑角变化率；<img file="dest_path_image074.GIF" wi="43" he="25" />、<img file="dest_path_image076.GIF" wi="39" he="27" />为运动学耦合项，<img file="dest_path_image078.GIF" wi="100" he="51" />、<img file="dest_path_image080.GIF" wi="111" he="51" />、<img file="dest_path_image082.GIF" wi="107" he="48" />为惯性耦合项；步骤三、把BTT导弹各通道之间的耦合看作是有界干扰，并在飞行导弹的弹道特征点上对导弹模型进行线性化，分别得到各通道的数学模型；采用俯仰过载<img file="362746dest_path_image054.GIF" wi="22" he="23" />和偏航过载<img file="544328dest_path_image056.GIF" wi="19" he="22" />作为状态变量，定义两个误差<img file="dest_path_image084.GIF" wi="88" he="27" />、<img file="dest_path_image086.GIF" wi="115" he="32" />分别作为滚转和俯仰通道的一个新的状态变量，其中<img file="dest_path_image088.GIF" wi="23" he="25" />为给定滚转角，<img file="dest_path_image090.GIF" wi="21" he="26" />为实际滚转角，<img file="dest_path_image092.GIF" wi="42" he="33" />为给定俯仰过载，根据求解线性矩阵不等式的方法，求出各个通道的控制律：求滚转通道的控制律：以<img file="dest_path_image094.GIF" wi="148" he="38" />为状态变量，控制输入<img file="dest_path_image096.GIF" wi="69" he="32" />，干扰输入<img file="dest_path_image098.GIF" wi="97" he="31" />的滚转通道数学模型为：<img file="dest_path_image100.GIF" wi="328" he="202" />（2）滚转通道增广被控对象的状态空间方程形式为:<img file="dest_path_image102.GIF" wi="427" he="227" />（3）设计静态状态反馈控制器<img file="dest_path_image104.GIF" wi="61" he="21" />使得相应的闭环系统(3)是渐进稳定的：<img file="dest_path_image106.GIF" wi="189" he="102" />（4）并且闭环系统传递函数<img file="dest_path_image108.GIF" wi="60" he="28" />满足<img file="dest_path_image110.GIF" wi="462" he="50" />(5)对于系统（4），存在一个状态反馈<img file="dest_path_image112.GIF" wi="29" he="28" />控制器当且仅当存在一个对称正定矩阵<img file="dest_path_image114.GIF" wi="19" he="21" />和<img file="dest_path_image116.GIF" wi="21" he="20" />，使得式(6)的矩阵不等式：<img file="dest_path_image118.GIF" wi="339" he="116" />（6）成立，那么<img file="dest_path_image120.GIF" wi="110" he="33" />是系统(4)的一个状态反馈<img file="255974dest_path_image112.GIF" wi="29" he="28" />控制器；同时，考虑到对滚转角指令信号的跟踪和舵偏角的约束，定义干扰抑制性能指标，选取<img file="dest_path_image122.GIF" wi="165" he="155" />,<img file="dest_path_image124.GIF" wi="90" he="153" />,利用MATLAB编写<i>M</i> 文件,求解线性矩阵不等式 (6)，求得可行解<img file="dest_path_image126.GIF" wi="27" he="26" />和<img file="dest_path_image128.GIF" wi="25" he="20" />， 进而得到一个维数为1*3的状态反馈<img file="280430dest_path_image112.GIF" wi="29" he="28" />控制器，即为滚转通道的控制律；同理，所述的俯仰通道以<img file="dest_path_image130.GIF" wi="195" he="46" />为状态变量，<img file="dest_path_image132.GIF" wi="82" he="33" />为控制输入，<img file="dest_path_image134.GIF" wi="183" he="34" />为干扰输入，建立俯仰通道的数学模型，通过编写<i>M</i> 文件，求解线性矩阵不等式，得出一个维数为1*4的状态反馈<img file="908858dest_path_image112.GIF" wi="29" he="28" />控制器，即为俯仰通道的控制律；进行三通道联合仿真时，偏航通道起协调控制作用，即偏航通道不需引进新的状态变量，偏航通道以<img file="dest_path_image136.GIF" wi="150" he="38" />为状态变量，<img file="dest_path_image138.GIF" wi="66" he="35" />为控制输入，<img file="dest_path_image140.GIF" wi="166" he="36" />为干扰输入，建立偏航通道的数学模型，通过编写<i>M</i> 文件，求解线性矩阵不等式，得出一个维数为1*3的状态反馈<img file="272843dest_path_image112.GIF" wi="29" he="28" />控制器，即为偏航通道的控制律；步骤四、根据步骤三所得到的控制律，考虑三通道间的交叉耦合，以及飞行过程中遇到的随机干扰、白噪声、测量噪声以及风、电磁场的干扰，进行三通道联合仿真，通过实时在线观察导弹的运行状态，及时修正偏差，使导弹运行在期望的轨迹上。 |
