Điều khiển thích nghi tên lửa có tham số bất định theo phương pháp thiết kế kết hợp

Bài báo trình bày phương pháp tổng hợp điều khiển thích nghi kênh gật tên lửa theo thiết kế kết hợp luật dẫn và điều khiển IGC (Integrated Guidance Control). Phương pháp Backstepping thích nghi kết hợp với điều khiển trượt được áp dụng cho mThe integrated model is formulated as a block-strict-feedback nonlinearô hình hệ phi tuyến bậc 3 dạng strict-feedback có chứa các tham số bất định. Mời các bạn tham khảo!
Nội dung trích xuất từ tài liệu:
Điều khiển thích nghi tên lửa có tham số bất định theo phương pháp thiết kế kết hợp Nghiên cứu khoa học công nghệ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI TÊN LỬA CÓ THAM SỐ BẤT ĐỊNH THEO PHƯƠNG PHÁP THIẾT KẾ KẾT HỢP Đinh Hồng Toàn1*, Đoàn Văn Hoản2, Trương Đăng Khoa1, Nguyễn Công Định1 Tóm tắt: Bài báo trình bày phương pháp tổng hợp điều khiển thích nghi kênh gật tên lửa theo thiết kế kết hợp luật dẫn và điều khiển IGC (Integrated Guidance Control). Phương pháp Backstepping thích nghi kết hợp với điều khiển trượt được áp dụng cho mThe integrated model is formulated as a block-strict-feedback nonlinearô hình hệ phi tuyến bậc 3 dạng strict-feedback có chứa các tham số bất định. Các kết quả mô phỏng đã chỉ ra rằng, với bộ điều khiển đã thiết kế, hệ thống ổn định trước các bất định mô hình và các tác động bên ngoài, có độ trượt nhỏ và quỹ đạo tên lửa có độ cong nhỏ. Từ khóa: Điều khiển phi tuyến, Điều khiển kết hợp IGC, Điều khiển Backstepping, Tên lửa. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Mô hình động lực học của tên lửa và mối liên hệ vị trí của tên lửa-mục tiêu được biểu diễn qua các phương trình phi tuyến có chứa các tham số bất định. Các phương pháp thiết kế điều khiển truyền thống hầu hết dựa trên việc tuyến tính hóa các phương trình phi tuyến và quá trình thiết kế điều khiển được thực hiện riêng biệt theo luật dẫn và luật điều khiển (hệ tự lái) tên lửa trong mối quan hệ giữa hai bài toán với nhau [1], [2], [6]. Phương pháp thiết kế kết hợp luật dẫn và điều khiển (Integrated Guidance and Control - IGC) là một hướng nghiên cứu mới, trong đó, việc tổng hợp điều khiển được thực hiện trong một mô hình thống nhất theo vị trí chuyển động của tên lửa-mục tiêu và động lực học tên lửa. Trong tài liệu [3], tác giả đã nghiên cứu, tổng hợp điều khiển hệ tự lái tên lửa có chứa các tham số bất định theo phương pháp Backstepping thích nghi. Tuy nhiên, trong tài liệu này, điều khiển trượt chỉ được áp dụng trong bước tổng hợp lệnh cuối cùng và biểu thức có dạng hàm dấu truyền thống. Tài liệu [3] cũng chưa nghiên cứu sự ảnh hưởng của hệ tự lái đến tính ổn định, độ chính xác của toàn bộ vòng điều khiển tên lửa. Bài báo tổng hợp một bộ điều khiển thích nghi bền vững trên cơ sở phương pháp Backstepping thích nghi kết hợp với điều khiển trượt theo thiết kế tên lửa IGC. Trong đó, đề xuất sử dụng hàm chuyển dạng liên tục thay cho hàm chuyển rời rạc truyền thống, giúp hạn chế vấn đề tự dao động của điều khiển trượt. Việc kết hợp này giúp nâng cao tính bền vững của tên lửa đối với sự dao động của các hệ số khí động và các nhiễu loạn bên ngoài. Đồng thời giải pháp này làm giảm tính phức tạp của biểu thức lệnh điều khiển được tổng hợp, vốn là một hạn chế của phương pháp Backstepping. 2. MÔ HÌNH KẾT HỢP LUẬT DẪN VÀ ĐIỀU KHIỂN TÊN LỬA 2.1. Phương trình động hình học mô tả chuyển động của tên lửa và mục tiêu Y WT VT T θT WM R VM M  θM X O Hình 1. Vị trí tương đối của tên lửa (M) và mục tiêu (T). Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 39, 10 - 2015 3  Tên lửa & Thiết bị bay Chuyển động của tên lửa tự dẫn trong mặt phẳng đứng được mô tả trong hình 1, OXY là hệ tọa độ quy chiếu quán tính Đề các, M và T là ký hiệu vị trí tên lửa, mục tiêu. Các phương trình luật dẫn liên hệ chuyển động giữa tên lửa, mục tiêu [1], [2]: R  VT cos( - T ) - VM cos( -  M ) (1a) R  -VT sin( - T )  VM sin( -  M ) (1b) R - khoảng cách tương đối giữa tên lửa, mục tiêu;  - góc đường ngắm tên lửa-mục tiêu (LOS);  M ,T - góc nghiêng quỹ đạo tên lửa, mục tiêu; VM ,VT - vận tốc tên lửa, mục tiêu. Giả thiết: Tên lửa, mục tiêu chuyển động đều VM  VT  0 ; mục tiêu không cơ động (   0 ); phương pháp dẫn đuổi (    , V  V  0 ), hệ (1) được biến đổi thành: T M M T 2 R VM M 2 R P Y          (2) R R R Rm 2.2. Phương trình động lực học tên lửa Động lực học tên lửa trong mặt phẳng gật xác định [1], [3]: 1   mVM   P sin   Y   mg cos M   z (3a) J z z  M z   M zz z  M z z  z (3b)    ;      z M (3c)  Y - hình chiếu lực khí động toàn phần lên trục y theo  ;  z - tốc độ góc gật, J z - mômen quán tính theo trục z;  z - góc quay cánh lái kênh gật;  - góc gật; M z , M zz , M z z - các đạo hàm riêng của mômen kênh gật theo  , z và  z . Ở đây, góc  có giá trị nhỏ, thường không vượt quá 14-160 [10] nên có thể coi sin    , do đó (3a, 3b) trở thành:  P Y g cos  M ...