第 1 章 绪 论
碰撞杀伤对拦截导弹的响应速度和制导精度提出了很高的要求。为了提高防空导弹的响应速度和可用过载，采用常规的舵控与非常规控制相结合的方式已成为现代防空导弹的必然选择。非常规的控制方法主要有两种：推力矢量控制和直接侧向力控制[6]。推力矢量控制，通过改变发动机推力方向在弹体侧向产生推力分量，以便调整弹体姿态。直接侧向力控制，又称为反作用喷流控制、直接力控制等，通过直接在弹体侧面产生侧向推力来改变弹体姿态。相比于常规控制，这两种控制方式都能快速产生控制力和力矩，且不受飞行速度和空气密度的影响，能够提高导弹的机动性和敏捷性。推力矢量控制一般通过尾部喷管的摆动来改变导弹的飞行方向和速度，能够明显减小最小攻击距离，扩大导弹在大离轴角发射时的攻击范围。直接侧向力控制通过点燃侧向脉冲发动机产生侧向推力改变导弹姿态，可以有效地提高可用过载，减小过载响应时间，改善飞行末段控制性能。相对而言，直接侧向力控制采用低成本的固态脉冲发动机，是一种成熟可靠的控制方式；推力矢量控制技术的工程实现还需要进一步发展。直接侧向力控制技术目前已经成功应用于防空导弹系统，如美国的PAC-3 和俄罗斯的 C-400 系统。这两种防空系统的拦截导弹在大气层内拦截目标时都采用直接侧向力与气动力复合控制技术。
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第2 章 直接侧向力与气动力复合控制导弹的数学模型及特征参数分析
2.1 引言
文献[85]将常见的复合控制设计分为三种思路。第一种采用控制量分配方式，首先计算出虚拟控制量，然后通过指令分配算法将虚拟控制量分配到气动力和直接侧向力两个子系统中分别响应。第二种为前馈-反馈控制设计，首先根据一定原则将过载指令分成两部分，然后由气动力响应一部分指令构成主反馈系统，直接侧向力响应另一部分指令形成前馈回路。第三种方式为并行双环反馈方式，气动力和直接侧向力分别构成两个子回路，共同响应过载误差指令。第一种设计中虚拟控制量通常采用力矩控制量，这可保证两种控制力在产生力矩时同向作用，加快弹体姿态的调整，从而提高响应速度。前馈-反馈控制设计中，直接侧向力作为前馈量其输出将直接叠加在气动力控制的过载输出上，使得指令响应速度加快。第三种设计方式的并行双环反馈结构比控制量分配的并行反馈结构更复杂，直接侧向力与气动力的配合方式不明显。采样控制设计采用第三种设计方式，其提高过载响应速度的原因并不直观，本章将从跟踪性能极限的角度对此方法进行重点分析。
2.2 坐标系定义及导弹数学模型
这里，将各个方向上实际点火的脉冲发动机推力作用等效为俯仰和偏航方向的脉冲发动机点火的作用，点火数 ,y zn n 可以是整数也可以是小数，比如1 1Oy z 平面第一象限内 45deg 方向处那列脉冲发动机有 1 个点火，那么 =0.707yn 、=0.707zn 。另外，在控制器设计时假定正的点火数产生正向的直接侧向力。由于脉冲发动机安装在质心之前，俯仰通道上正的点火数产生正的俯仰力矩，而偏航通道上正的点火数产生负的偏航力矩。 气动力和气动力矩受速度、高度、攻角、侧滑角、舵偏角以及角速率等参数的影响，其具体的表达形式主要取决于导弹的气动外形和运动状态。根据前文假设(3)，忽略次要因素，气动力和气动力矩可以近似表示为线性形式(2-30)和(2-31)。由于缺乏相关数据，在偏航和偏航力矩中暂时不考虑马格努斯力矩。
第 3 章 复合控制导弹的非线性最优控制方法 ................40
3.1 引言 ................. 40
3.2 复合控制导弹的加速度跟踪模型 ................. 42
3.3 SDRE 控制设计及稳定性分析 ................................. 46
第 4 章 复合控制导弹的间接鲁棒控制方法 ................. 68
4.1 引言 ........... 68
4.2 复合控制导弹的虚拟鲁棒控制问题 ......... 69
第 5 章 复合控制导弹制导控制系统仿真 ......................... 91
5.1 引言 .............................. 91
5.2 拦截仿真模型 ......... 92
第5 章 复合控制导弹制导控制系统仿真
5.1 引言
本论文中复合控制导弹的自动驾驶仪设计一共采用了三类方法，分别是针对线性模型的采样控制方法，针对非线性模型的两步设计方法和间接鲁棒控制方法。根据前三章的论述，在单个特征点的仿真中各设计方法的有效性都得到了验证，采用三类方法设计的五种控制器都能取得良好的加速度跟踪效果，闭环跟踪系统都具有稳定性。本章选择采样控制、Theta-D 控制和 IR-Theta-D 控制作为考察对象，将这三种控制方法进一步应用于导弹对目标的拦截仿真中，考察几种方法在拦截过程中的表现。 一个完整的拦截仿真包括对导弹和目标的运动过程的模拟，对导弹-目标的相对运动过程的探测，对视线角度和角速度的滤波，以及基于视线角速率的制导和制导指令的跟踪控制等主要部分，模拟导弹从发射到击中目标的全过程。根据导弹-目标的相对运动和速度，导弹飞行的整个过程分为初始制导段，中制导段和末制导段。
5.2 拦截仿真模型
脉冲发动机不仅推力大小、工作周期不可调节，仅工作在开关状态，而且不可以重复使用。脉冲发动机组共有 180 个发动机，沿弹体纵轴分成 10 圈安装，每圈 18 个，相邻两圈错开安装。沿弹体纵轴向前看，脉冲发动机共有 36 列。用一个 5 行 36 列的矩阵来描述脉冲发动机组的点火状态，矩阵元素用 0、1 分别表示脉冲发动机不可用与可用状态。矩阵的行列数与脉冲发动机的位置对应，其中从尾部看与弹体系1Oy 重合的那列定义为第 1 列，离质心最远的那圈定义为第 1 行。脉冲发动机的点火由点火算法的分配。点火算法将需要点火的脉冲发动机组的行号和列号输出，对应的发动机点火，输出直接侧向力。 脉冲发动机的喷流与来流相互作用产生侧向喷流干扰。侧向喷流干扰用力干扰因子和力矩干扰因子描述。干扰因子由导弹飞行高度、飞行马赫数、同时点火的脉冲发动机个数，以及攻角等因素决定，其数值通过风洞试验获取。仿真中，力干扰因子和力矩干扰因子由查表实时获得。
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结 论
本论文针对姿控式复合控制拦截导弹研究了末端制导段的直接侧向力与气动力复合控制问题。本文首先建立了复合控制导弹的非线性和线性控制模型，提出了复合控制导弹的特征参数分析方法，并使用特征参数指导了线性采样控制设计。针对采样控制设计依赖脉冲发动机输出模型的问题，本文基于非线性控制模型提出了两步设计方法和间接鲁棒控制方法两种思路，每种思路各设计了两种控制律。本文最后将三种有代表性的控制方法应用于导弹对目标的拦截仿真，在大系统仿真中考察了三种控制方法的表现。 论文取得的主要创新性成果有： （1）提出了姿控式复合控制导弹的性能特征参数，揭示了尾控式导弹采用气动力控制和复合控制在跟踪性能极限方面的区别。 对于复合控制导弹的非线性和线性控制模型，分别提出以不稳定零动态和非最小相位零点作为表征系统跟踪性能的特征参数，采用跟踪性能极限理论完成了导弹控制系统的跟踪性能分析。根据性能极限理论，纯气动力控制所能提供的跟踪性能是有限的，而复合控制能够实现完美跟踪，若跟踪性能的要求超出纯气动力控制的性能极限，则必须采用复合控制。采样控制设计中考虑脉冲发动机的矩形输出特性，如果气动力控制器设计合理，直接侧向力控制的受控对象仅含一个远离虚轴的非最小相位零点，复合控制下的跟踪性能极限比纯气动力控制的小，能够实现比气动力控制更好的跟踪效果。若气动力控制器设计不合理，直接侧向力控制的受控对象将含有其它非最小相位零点，给复合控制设计带来不良影响。
（2）针对采样控制设计依赖脉冲发动机输出模型的问题，提出了两步设计方法，设计了 SDRE 控制律和 Theta-D 控制律，获得了保证闭环系统稳定性的充分条件。
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参考文献（略）