高超聲速飛行器俯沖段全量一體化制導(dǎo)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行器制導(dǎo)控制領(lǐng)域，特別設(shè)及帶落角約束的高超聲速飛行器俯沖段 全量禪合一體化制導(dǎo)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 高超聲速飛行器采用高升阻比外形，可實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離自主航行。由于其高飛行馬赫 數(shù)，具有許多突出能力，主要包括快速反應(yīng)能力、極強(qiáng)突防能力、高效摧毀能力、大機(jī)動(dòng)作戰(zhàn) 能力等，受到世界各主要國家的高度重視，在軍事上具有廣泛的應(yīng)用價(jià)值及前景。在俯沖 段，高超聲速飛行器具有馬赫數(shù)變化范圍大和過載大等特點(diǎn)，飛行器狀態(tài)會(huì)發(fā)生劇烈的變 化，質(zhì)屯、運(yùn)動(dòng)和繞質(zhì)屯、運(yùn)動(dòng)均呈現(xiàn)出快時(shí)變、非線性、強(qiáng)禪合和不確定性等特點(diǎn)。傳統(tǒng)的飛 行器制導(dǎo)控制系統(tǒng)是基于奇異攝動(dòng)理論對(duì)制導(dǎo)子系統(tǒng)和控制子系統(tǒng)進(jìn)行分離設(shè)計(jì)，然后將 它們整合在一起，并分別驗(yàn)證控制子系統(tǒng)和制導(dǎo)子系統(tǒng)的性能。而高超聲速飛行器一體化 制導(dǎo)控制設(shè)計(jì)，是指將高超聲速飛行器的制導(dǎo)子系統(tǒng)和控制子系統(tǒng)作為一個(gè)整體來進(jìn)行設(shè) 計(jì)，通過高超聲速飛行器與目標(biāo)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)信息直接產(chǎn)生艙偏角指令。在設(shè)計(jì)過程中，由于 充分考慮了制導(dǎo)子系統(tǒng)與控制子系統(tǒng)之間的相互禪合影響，所W可W提升制導(dǎo)控制系統(tǒng)的 整體性能，降低其設(shè)計(jì)成本，并能提高高超聲速飛行器整體系統(tǒng)的可靠性。
[0003] 在現(xiàn)有的可W查找到的公開文獻(xiàn)中，在俯沖段，高超聲速飛行器的制導(dǎo)控制系統(tǒng) 都是分開設(shè)計(jì)的，然后再將它們協(xié)調(diào)在一起。制導(dǎo)子系統(tǒng)常采用的方法有最優(yōu)制導(dǎo)、滑模制 導(dǎo)、俯沖機(jī)動(dòng)閉路制導(dǎo)等方法，而控制子系統(tǒng)常采用的方法有動(dòng)態(tài)逆控制、滑?？刂啤㈩A(yù)測(cè) 控制、反演控制、自適應(yīng)控制和自抗擾控制等方法。目前國內(nèi)外對(duì)帶落角約束的高超聲速飛 行器俯沖段的全量一體化制導(dǎo)控制問題的研究還未見公開文獻(xiàn)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明針對(duì)具有落角約束的高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制問題，提出一種高超 聲速飛行器俯沖段的制導(dǎo)控制方法，該方法是基于自適應(yīng)塊動(dòng)態(tài)面反演的一體化制導(dǎo)控制 方法。
[0005] 該方法的基本思路是：首先，基于視線角建立帶落角約束的高超聲速飛行器相對(duì) 于目標(biāo)的質(zhì)屯、運(yùn)動(dòng)方程，并建立高超聲速飛行器的繞質(zhì)屯、運(yùn)動(dòng)方程；接著，對(duì)繞質(zhì)屯、運(yùn)動(dòng)學(xué) 方程進(jìn)行微分同胚，與質(zhì)屯、運(yùn)動(dòng)方程和繞質(zhì)屯、動(dòng)力學(xué)方程聯(lián)立建立飛行器全量禪合一體化 制導(dǎo)控制模型；最后，基于該一體化模型利用自適應(yīng)塊動(dòng)態(tài)面反演方法實(shí)現(xiàn)一體化制導(dǎo)控 制。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)方案是，一種高超聲速飛行器俯沖段全量一體化制導(dǎo)控制方法，設(shè) 高超聲速飛行器飛行在俯沖段，在任意時(shí)刻利用下述過程進(jìn)行控制：
[0007] 首先由傳感器測(cè)出高超聲速飛行器相對(duì)于地面系的狀態(tài)，包括速度V、速度傾角 0、航跡偏航角0、滾轉(zhuǎn)角速度偏航角速度俯仰角速度俯仰角@、偏航角iK滾 轉(zhuǎn)角丫和高超聲速飛行器相對(duì)于地面系原點(diǎn)的位置在地面系中的分量X、y和Z;然后將上 述得到的狀態(tài)量、事先測(cè)得的目標(biāo)相對(duì)于地面系的位置信息和控制參數(shù)代入到式（1)計(jì)算 艙偏角向量《 = 晏式.A了，其中，5,、Sy和5X分別為高超聲速飛行器的俯仰艙偏角、 偏航艙偏角和滾轉(zhuǎn)艙偏角；最后利用艙偏角向量S對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)行控制。
[0008]
[0009] 其中，耐1為高超聲速飛行器相對(duì)于目標(biāo)的視線傾角AD的變化率4;kp為視線傾 角入D的誤差項(xiàng)系數(shù)，其大小決定了動(dòng)態(tài)面兩中落角誤差項(xiàng)的權(quán)重，根據(jù)實(shí)際情況確定其大 ?。籚和為高超聲速飛行器相對(duì)于地面的速度大小及其變化率；r和r分別為高超聲速飛 行器相對(duì)于目標(biāo)的距離及其變化率；卻為視線傾角AD與高超聲速飛行器落地時(shí)刻的當(dāng)?shù)?速度傾角丫W(wǎng)(也即落角，根據(jù)飛行任務(wù)給定）的和；Xc2為高超聲速飛行器相對(duì)于目標(biāo)的視 線偏角At的變化率4;
[0010] 其中，gn(t)的定義如下式所示，上標(biāo)"-1"表示矩陣的逆：
[0011]
[0012] 上式中，t為高超聲速飛行器W俯沖段起始點(diǎn)為零點(diǎn)所飛行的時(shí)長；Q為高超聲速 飛行器所受到的動(dòng)壓；S為高超聲速飛行器的參考面積；Cf為高超聲速飛行器的升力系數(shù) 對(duì)于其攻角的偏導(dǎo)數(shù);m為高超聲速飛行器的質(zhì)量；SHi, ,i，j= 1，2, 3分別為半速度系到視 線系的轉(zhuǎn)換矩陣Sh中的元素，i表示行，j表示列。
[0013]其中，k〇=diag化。1，kj為正定的增益矩陣，根據(jù)實(shí)際情況確定；e。為正的控制參 數(shù)，根據(jù)實(shí)際情況確定；sat( ?)為飽和函數(shù)；4為焉的邊界層厚度，根據(jù)實(shí)際情況確定；
[0014] 其中，充（兩）的定義如下式所示：
[0015]
[0016] 上式中，av為高超聲速飛行器加速度在半速度系X軸向的分量，其具體表達(dá)式如下 所示：
[0017]
[0018] 上式中，D為高超聲速飛行器受到的阻力；擁X、gHy和gHz為重力加速度在半速度系 中的分量，其具體表達(dá)式如下所示：
[0019]
[0020] 上式中，y為地球引力常數(shù)；R為高超聲速飛行器相對(duì)于地屯、的距離；Re為地球半 徑；0和0分別為高超聲速飛行器的速度傾角和航跡偏航角；X、y和Z分別為高超聲速飛 行器相對(duì)于地面系原點(diǎn)的位置在地面系中的分量。
[OOW其中，瑞和苗分別為第一個(gè)虛擬控制菊V的濾波輸出及其變化率；Ti= diag(T。，I12)為正定的濾波時(shí)間常數(shù)矩陣，根據(jù)實(shí)際情況確定；采W和去W為擴(kuò)展的濾波 輸出及其變化率； 陽02引其中，
[0023]
[0024] 上式中，a、丫V和P分別為高超聲速飛行器的攻角、傾側(cè)角和側(cè)滑角。
[00對(duì)其中，為未知常數(shù)ei的估計(jì)值；U1與y汾別為大于零的常數(shù)，根據(jù)實(shí)際情況 確定屯=diag化11，ki2,ki3)為正定的增益矩陣，根據(jù)實(shí)際情況確定；
[0026] 其中，備1口1)中各元素如下式所示，上標(biāo)"-1"表示矩陣的逆：

陽0創(chuàng)上式中，CJ%高超聲速飛行器的本體產(chǎn)生的升力系數(shù)。
[00創(chuàng)其中，焉,,和袁，分別為第二個(gè)虛擬控制焉，的濾波輸出及其變化率；T2 = diag(121，122,T23)為正定的濾波時(shí)間常數(shù)矩陣，根據(jù)實(shí)際情況確定； W44] 其中，
[0045]
[0046] 上式中，和分別為高超聲速飛行器的滾轉(zhuǎn)角速度、偏航角速度和俯仰 角速度。
[0047] 其中，為為未知常數(shù)62的估計(jì)值；U 2與y 2分別為大于零的常數(shù)，根據(jù)實(shí)際情況 確定；k2=diag化2i，k22，k23)為正定的增益矩陣，根據(jù)實(shí)際情況確定； W48] 其中，g2(t)的定義如下式所示，上標(biāo)"-1"表示矩陣的逆：
[0049]
[0050] 上式中，1為高超聲速飛行器的參考長度；L、ly和I,分別為高超聲速飛行器相對(duì) 機(jī)體坐標(biāo)系=軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；饋^、ct；巧分別為高超聲速飛行器的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏 航力矩系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)里的俯仰艙偏項(xiàng)系數(shù)；cf;，、cf;,和G女分別為高超聲速飛行 器的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)里的偏航艙偏項(xiàng)系數(shù)；C/;，、丘 分別為高超聲速飛行器的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)里的滾轉(zhuǎn)艙偏項(xiàng)系 數(shù)。
[00川其中，夫(:.、VV)的定義如下式所示：
[0052]
[0053] 上式中，cfc，C*