本发明属于巡飞弹航迹飞行控制领域，特别涉及一种巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法及该控制系统。
背景技术：
基于对气动布局巡飞弹航迹飞行作战效能提升优化的需求，需对巡飞弹航迹飞行控制系统进行优化设计并仿真验证。目前，巡飞弹航迹飞行控制系统主要基于btt(倾斜转弯)控制律来设计，其具有以下缺点：
1、采用btt控制方法对巡飞弹航迹飞行进行转弯控制，巡飞弹需要随时绕纵轴转动。
2、弹体转动容易产生气动与控制耦合，同时也将更大的噪声引入mems传感器，不利于导航解算。
3、弹体转动时带动导引头图像转动，不利于“人在回路”时操作手进行目标识别与搜索。
4、弹体转动给低成本捷联导引头的应用带来困难，不利于巡飞弹生产成本的降低。
可见，现有基于btt控制律的巡飞弹航迹飞行控制系统不能充分发挥气动布局巡飞弹的气动优势。
技术实现要素：
本发明的目的在于，针对上述现有技术的不足，提供一种巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法及该控制系统，能够解决弹体转动时带来的气动与控制耦合、弹体运动动态噪声、导引头图像旋转等问题，能够有效提升气动布局巡飞弹航迹飞行作战效能。
为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：
一种巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法，包括：
步骤1，建立巡飞弹的弹道仿真数学模型；
其特点是还包括：
步骤2，设计基于l1非线性航迹制导律、stt稳定控制律和滚转稳定控制律的巡飞弹航迹飞行控制系统的控制参数；
步骤3，基于步骤1和步骤2的结果，获得巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序；
步骤4，将影响巡飞弹航迹飞行段的干扰因素加入到巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序中；
步骤5，确定巡飞弹的拉偏系数表，将拉偏系数表加入到巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序中；
步骤6，根据拉偏系数表开展巡飞弹六自由度有控弹道仿真试验，输出仿真结果；
步骤7，判断仿真结果是否满足期望要求，若否，则跳转至步骤2并重新设计控制参数；若是，则结束设计过程。
进一步地，所述步骤6中，还包括根据仿真结果获得巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序在巡飞弹航迹飞行控制过程中的鲁棒性及抗干扰能力。
作为一种优选方式，所述步骤2包括：
步骤201，根据l1非线性航迹制导律设计l1线性化模型，根据stt稳定控制律设计stt过载控制框图，根据滚转稳定控制律设计滚转稳定控制框图；
步骤202，根据l1线性化模型解算l1制导律控制输出方程，根据stt过载控制框图解算过载控制输出方程，根据滚转稳定控制框图解算滚转稳定控制输出方程；
步骤203，设计l1制导律控制输出方程、过载控制输出方程、滚转稳定控制输出方程的控制参数。
作为一种优选方式，所述控制参数的设计准则包括：内回路的带宽为外回路带宽的1.5～3倍。
作为一种优选方式，所述控制参数的设计准则包括：角速度环带宽受执行舵机带宽约束。
作为一种优选方式，所有环路的带宽设计避开巡飞弹自然频率。
基于同一个发明构思，本发明还提供了一种经由所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法所确定的巡飞弹航迹飞行控制系统。
与现有技术相比，本发明能够解决弹体转动时带来的气动与控制耦合、弹体运动动态噪声、导引头图像旋转等问题，能够有效提升气动布局巡飞弹航迹飞行作战效能。
附图说明
图1为l1非线性航迹制导律直线跟踪下的线性模型结构图。
图2为典型加速度控制回路控制框图。
图3为典型滚转角控制回路控制框图。
图4为采用本发明方法后的巡飞弹飞行水平面轨迹图。
图5为采用本发明方法后的巡飞弹飞行铅垂面轨迹图。
图6为采用本发明方法后的巡飞弹飞行姿态角图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步说明。
本发明基于l1非线性航迹制导律 stt(侧滑转弯)稳定控制方法，所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法包括：
步骤1，根据巡飞弹的总体设计参数、气动计算参数、导弹飞行力学建立巡飞弹的弹道仿真数学模型。
步骤2，根据巡飞弹的总体设计参数、气动计算参数、导弹控制原理，设计基于l1非线性航迹制导律、stt稳定控制律和滚转稳定控制律的巡飞弹航迹飞行控制系统的控制参数。
步骤3，基于步骤1和步骤2的结果，获得巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序；将数学模型和控制算法转换为计算机程序。
步骤4，分析影响巡飞弹航迹飞行段的干扰因素，根据各种干扰对巡飞弹飞行的影响机理，将影响巡飞弹航迹飞行段的干扰因素加入到巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序中。
步骤5，设计巡飞弹质量参数、质心参数、转动惯量参数、推力参数、气动参数单项拉偏和组合拉偏系数表，将拉偏系数表加入到巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序中。
步骤6，进行弹道仿真数学模型和巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序的校核，以确定仿真程序的可信程度。根据拉偏系数表开展巡飞弹六自由度有控弹道仿真试验，输出仿真结果。根据仿真结果获得巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序在巡飞弹航迹飞行控制过程中的鲁棒性及抗干扰能力。
步骤7，基于仿真结果，判断仿真结果是否满足期望要求，若否，则跳转至步骤2并重新设计控制参数(筛选出对控制系统性能影响较为显著的参数重复进行步骤2设计优化)；若是，则结束设计过程，至此，控制系统总体性能满足设计指标要求。
本发明还提供了一种经由所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法所确定的巡飞弹航迹飞行控制系统。
优选地，所述步骤2包括：
(1)根据l1非线性航迹制导律设计l1线性化模型，根据stt稳定控制律设计stt过载控制框图，根据滚转稳定控制律设计滚转稳定控制框图。其中，l1非线性航迹制导律直线跟踪下的线性模型结构如图1所示，图2为典型加速度控制回路控制框图，图3为典型滚转角控制回路控制框图。
(2)根据l1线性化模型解算l1制导律控制输出方程。
η很小时，li非线性制导律输出为：
其中：azk为巡飞弹弹道坐标系z向加速度指令，v为巡飞弹飞行速度，l1为巡飞弹与参考点的距离，d是航迹误差，η为速度与参考线之间夹角，η1为速度与目标路径之间的夹角，η2为参考线与目标路径之间的夹角，
地面坐标系加速度指令与弹道坐标系加速度指令转换关系为：
弹体加速度指令与地面坐标系加速度指令转换关系为：
航迹飞行时铅垂方向为定高飞行，则：ayg＝0，ayk＝0，θ＝0。
令：
联立式(2)、(3)、(4)得：
令：
联立式(5)、(6)得：
其中：axg、ayg、azg分别为巡飞弹地面坐标系三向加速度指令，axk、ayk、azk分别为巡飞弹弹道坐标系三向加速度指令，axb、ayb、azb分别为巡飞弹弹体坐标系三向加速度指令，gk为弹道坐标系到地面坐标系转换矩阵，bg为地面坐标系到弹体坐标系转换矩阵，θ、ψv、
(3)根据stt过载控制框图解算过载控制输出方程。
其中：δzc、δyc分别为升降舵、方向舵指令，kωz、kα、ka分别为角速度回路比例系数、伪攻角(侧滑角)增稳回路比例系数，加速度回路积分系数，ayb、aybf、azb、azbf分别为巡飞弹弹体系y向、z向加速度指令与反馈，ωz、ωy分别为巡飞弹俯仰角速度、偏航角速度，
(4)根据滚转稳定控制框图解算滚转稳定控制输出方程。
δxc＝kωxωx kωxkγ(γc-γ) kωxkγi∫(γc-γ)dt(9)
其中：δxc分别为副翼舵指令，kωx、kγ、kγi分别为滚转角速度回路比例系数、滚转角回路比例系数，滚转角回路积分系数，γc、γ分别为巡飞弹滚转角指令与反馈，ωx为巡飞弹滚转角速度、dt为积分算法解算周期。
(5)根据控制系统设计原理及性能指标，设计l1制导律控制输出方程、过载控制输出方程、滚转稳定控制输出方程的控制参数。
整个巡飞弹控制系统为三通道稳定控制系统，俯仰通道为高度 加速度 伪攻角 俯仰角速度四回路控制系统，偏航通道为航迹 加速度 伪侧滑角 偏航角速度四回路控制系统，滚转通道为滚转角 滚转角速度两回路控制系统。
控制参数的设计准则包括：
原则1：由自动控制原理，内回路的带宽为外回路带宽的至少1.5～3倍，以保证内回路能够很好地跟随外回路输出指令。
原则2：由舵机带宽约束原则，角速度环带宽受执行舵机带宽约束。
原则3：巡飞弹自然频率规避原则，所有环路的带宽设计避开巡飞弹自然频率。
根据以上原则设计巡飞弹整个控制系统的控制参数。
假设巡飞弹自然频率为xhz，舵机带宽为15xhz，则航迹回路、加速度回路、伪侧滑角回路、偏航角速度回路带宽可分别设计为0.5xhz、2xhz、4xhz、7xhz。
(6)将设计好的控制参数加入到巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序进行仿真验证。
优选地，所述步骤5中的拉偏系数表如下表1所示。
表1拉偏系数表
本发明设计的巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序中包含巡飞弹飞行动力学模块、目标运动动力学模块、弹目相对运动模块、导引律解算模块、控制律解算模块、干扰输入模块等。按照步骤2设计好控制系统控制参数，并通过步骤5中的参数拉偏表批量仿真验证控制系统鲁棒性和抗干扰能力使控制参数优化后，得到图4、图5、图6所示弹道仿真曲线，仿真结果满足设计要求。
综上，本发明的方法使巡飞弹航迹飞行时保持滚转角稳定为0，可以很好地解决巡飞弹弹体转动时带来的气动耦合和控制耦合、弹体运动动态噪声、导引头图像旋转等问题，满足气动布局巡飞弹航迹飞行作战效能提升优化设计的要求。
上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是局限性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。
1.一种巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法，包括：
步骤1，建立巡飞弹的弹道仿真数学模型；
其特征在于，还包括：
步骤2，设计基于l1非线性航迹制导律、stt稳定控制律和滚转稳定控制律的巡飞弹航迹飞行控制系统的控制参数；
步骤3，基于步骤1和步骤2的结果，获得巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序；
步骤4，将影响巡飞弹航迹飞行段的干扰因素加入到巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序中；
步骤5，确定巡飞弹的拉偏系数表，将拉偏系数表加入到巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序中；
步骤6，根据拉偏系数表开展巡飞弹六自由度有控弹道仿真试验，输出仿真结果；
步骤7，判断仿真结果是否满足期望要求，若否，则跳转至步骤2并重新设计控制参数；若是，则结束设计过程。
2.如权利要求1所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法，其特征在于，所述步骤6中，还包括根据仿真结果获得巡飞弹六自由度有控弹道仿真程序在巡飞弹航迹飞行控制过程中的鲁棒性及抗干扰能力。
3.如权利要求1所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法，其特征在于，所述步骤2包括：
步骤201，根据l1非线性航迹制导律设计l1线性化模型，根据stt稳定控制律设计stt过载控制框图，根据滚转稳定控制律设计滚转稳定控制框图；
步骤202，根据l1线性化模型解算l1制导律控制输出方程，根据stt过载控制框图解算过载控制输出方程，根据滚转稳定控制框图解算滚转稳定控制输出方程；
步骤203，设计l1制导律控制输出方程、过载控制输出方程、滚转稳定控制输出方程的控制参数。
4.如权利要求3所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法，其特征在于，所述控制参数的设计准则包括：内回路的带宽为外回路带宽的1.5～3倍。
5.如权利要求3所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法，其特征在于，所述控制参数的设计准则包括：角速度环带宽受执行舵机带宽约束。
6.如权利要求3所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法，其特征在于，所有环路的带宽设计避开巡飞弹自然频率。
7.一种经由权利要求1～6任一项所述的巡飞弹航迹飞行控制系统仿真设计方法所确定的巡飞弹航迹飞行控制系统。
技术总结