第三章研究三种常见的带约束静态控制分配方法，首先，从理论上分析三种方法各自的特点，然后进行仿真实验，测试三种方法在实际应用中的性能。

第四章在第三章静态控制分配的基础上，研究两种动态控制分配的方法。从理论上分析序列二次规划法的数学含义，并以简单的仿真测试展示动态分配方法相比静态控制分配的优越性。然后，提出动态性能更好的模型预测控制方法，给出模型预测控制的稳定性条件。最后，进行三通道6个操纵面的动态控制分配仿真实验，对比分析两种方法解决实际问题的能力。

多操纵面弹箭控制分配问题建模

本章阐述了多操纵面弹箭飞行控制的基本原理。建立控制分配的数学模型并简化为线性模型，提出本文拟研究的静态控制分配和动态控制分配两种控制分配问题，为本文研究控制分配的解法提供理论基础。最后，利用伪逆法对经典X型布局尾翼的无约束控制分配方法进行理论证明。

2。1弹箭飞行控制基本原理

图 2。1飞航式导弹舵面偏转示意图

弹箭的控制包括速度大小的控制和速度方向的控制两个部分[34]。导弹在空间中飞行时受到的力包括重力、气动力和推力。其中，如果忽略燃料引起的质量减少，重力是基本不变的，不能用来控制飞行。推力可以用来控制速度大小，但是不能大范围的改变速度方向。实际上，导弹的速度方向主要依靠气动力来进行控制。

气动力与导弹的攻角和侧滑角有关。改变攻角和侧滑角是依靠改变导弹在空中的姿态实现的。而导弹的姿态可以由加在导弹上的气动力矩改变，气动力矩在三个坐标轴上的分量分别是滚转力矩，偏航力矩以及俯仰力矩。在图 2。1所示的传统飞航式布局中，由副翼差动偏转形成滚转力矩，方向舵偏转形成偏航力矩，升降舵同时向相同的方向偏转形成俯仰力矩。文献综述

图 2。2是一个简单的飞行控制系统的组成系统图。自动驾驶仪负责计算出需要的气动控制力矩，然后控制分配器将期望控制力矩分配到气动舵面上，对于图 2。1所示的飞航式气动布局来说，控制分配器直接输出副翼偏角、方向舵偏角以及升降舵偏角。对于其他气动布局的导弹来说，控制分配器输出的是各个操纵面的偏转角，这些操纵面的气动力矩效果叠加就是自动驾驶仪输出的期望力矩。第三部分，各个操纵面在偏转指令的作用下实现操纵面的偏转，产生控制力矩。第四部分，弹体在控制力矩的作用下实现姿态变化。

图 2。2飞行控制系统组成部分图示

2。2多操纵面弹箭控制分配数学模型

2。2。1控制分配问题数学模型

多操纵面弹箭的控制系统设计可以分为两个部分。第一部分中，按照传统设计方案设计第一级控制器生成虚拟控制指令，也就是滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。这一部分的控制系统可以写成如下的状态空间形式：

这里的是时间，是状态向量，状态向量通常是导弹的飞行参数 ，是需要控制的输出状态量，是虚拟控制变量。

控制分配是控制系统的第二部分，在这一部分中控制分配算法将第一部分生成的虚拟控制指令转换为实际控制指令，以驱动单个的实际执行器，在多操纵面弹箭中，实际控制器指的是各个操纵面。控制分配算法的首要任务是使得所有的操纵面产生的总的控制力矩与虚拟控制指令相等。如果因为操纵面的限制两者无法相等，就使得它们之间的差距尽可能的小。

虚拟控制律和实际控制律之间的关系可以写成如下的函数形式：来,自.优;尔:论[文|网www.youerw.com +QQ752018766-