快速时变自旋飞行器的运动稳定性分析与控制

The dynamics of a spinning flying vehicle can be described by a kind of complex system with wide range fast time-varying parameters and strong coupling. At present, achievements on stability of coning motion, decoupling control, and optimization and control of trajectory are not sufficient to further improve the comprehensive performance. Following this motivation, research conducted in this project is mainly divided into four parts. Firstly, coupled dynamics models of multiple controlled spinning flying vehicles with different guidance laws are established, and stability conditions or stability regions are derived based on stability theories of linear and nonlinear systems, and the influence of system parameters on the stability are further revealed. Secondly, considering the dynamics characteristics of spinning flying vehicles with wide range fast time-varying parameters and strong coupling, an adaptive decoupling control method is developed to achieve the high precision control of flight status. Thirdly, terminal trajectory with a variety of constraints is planned to get minimum acceleration by minimizing the maximum curvature of curves, and the full envelope trajectory is optimized to reduce the requirement of minimum acceleration of terminal trajectory. Finally, a high dynamic real-time hardware-in-loop simulation system for fast time-varying spinning flying vehicles is constructed to verify the achievements on dynamic stability and trajectory control. The research results can provide a theoretical basis to improve the impact accuracy, control quality of spinning flying vehicles with terminal constraints.

自旋飞行器的动力学特性可由一类参数大范围快速时变、强耦合的复杂系统所描述。锥形运动稳定性、解耦控制方法、飞行轨迹优化与控制等共性问题研究不足严重制约了其综合性能的进一步提高。为此，本项目主要开展：（1）针对不同的制导回路特性，建立多重受控自旋飞行器的耦合动力学模型，推导锥形运动稳定条件或稳定边界，揭示系统参数对其稳定性的影响规律；（2）综合考虑自旋飞行器动力学系统参数大范围快速时变、强耦合的特点，发展自适应解耦控制方法，实现飞行特性的高精度控制；（3）以获得最大曲率最小的曲线为基础，研究带终端约束的末段最小过载飞行轨迹优化方法，并获得降低末段最小过载需求的全包线飞行轨迹优化方法；（4）构建快速时变自旋飞行器的高动态实时半实物仿真系统，对自旋飞行器的动力学特性及飞行轨迹控制方法进行试验验证。研究成果可为提高自旋飞行器满足多种终端约束条件下的落点精度、动态控制品质提供理论基础。

以野战火箭武器、制导炮弹、再入弹头、战术导弹等为代表的自旋飞行器，在国防和国家安全领域具有非常重要的地位和价值。其动力学系统具有参数大范围快速时变、强耦合等特点，本项目围绕其锥形运动稳定性、动态解耦控制方法和多约束轨迹规划策略等问题开展了深入研究。取得的主要成果包括：（1）系统综述了野战火箭武器这类典型自旋飞行器的发展历程，指出其未来发展应重点关注的若干技术难题；（2）发现了舵机间隙、导引回路参数不匹配等导致自旋飞行器锥形运动失稳的若干新因素，并建立了对应的数学模型和稳定判据，揭示了比例导引系数等系统参数对锥形运动稳定性的影响规律；（3）建立了综合考虑气动非线性及几何非线性的自旋飞行器动力学模型，获得了其Hopf分岔发生及其产生极限环的稳定条件，揭示了自旋飞行器动力学系统可能存在的包括周期运动、拟周期运动和混沌运动在内的多种锥形运动形态；（4）提出了部分参数依赖李雅普诺夫函数鲁棒变增益、基于迭代学习的鲁棒自适应、动态逆反步等多种控制器设计方法，提高了自旋飞行器的控制品质及控制鲁棒性；（5）提出了同时考虑系统惯性和非线性且加速度峰值近似最小、中末制导分时自主分配控制能力等多种轨迹规划策略，为实现弹道末端的落角、落速等约束创造了条件；（6）提出了一种包含集中式和分布式通信的组合式协同制导架构，并基于“领弹-从弹”架构提出了一种带有视线角约束的有限时间协同制导律，实现了组内导弹集群在满足视线角约束情况下的攻击时间在有限时间内达到一致。（7）构建了快速时变自旋飞行器的高动态实时半实物仿真系统，对相关理论研究成果进行了试验验证。研究成果可为提高自旋飞行器满足多种终端约束条件下的落点精度、动态控制品质提供理论指导。