[发明专利]高超声速飞行器俯冲段全量一体化制导控制方法

权利要求书

1.一种高超声速飞行器俯冲段全量一体化制导控制方法，其特征在于，包括下述步骤：

设高超声速飞行器飞行在俯冲段，在任意时刻利用下述过程进行控制：

首先由传感器测出高超声速飞行器相对于地面系的状态，包括速度v、速度倾角θ、航迹偏航角σ、滚转角速度ω_x、偏航角速度ω_y、俯仰角速度ω_z、俯仰角偏航角ψ、滚转角γ和高超声速飞行器相对于地面系原点的位置在地面系中的分量x、y和z；然后利用式(1)计算舵偏角向量u→=δzδyδxT,]]>其中，δ_z、δ_y和δ_x分别为高超声速飞行器的俯仰舵偏角、偏航舵偏角和滚转舵偏角；最后利用舵偏角向量对高超声速飞行器进行控制；

其中，公式一如下：

s→0=x01+kFvrxFx02Tx→1v=g0-1(t)·{-vrk0s→0-e0rsat(s→0,d→0)-[kF-vrx01+kFv·r-r·vr2xF0]-f→0(x→0)}τ1x→·1d*+x→1d*=x→1v,x→1d*(0)=x→1v(0)x→·1d=x→·1d*0Tx→1d=x→1d*0Ts→1=x→1-x→1de^·1=υ1(s→1Ts→1-μ1e^1),e^1(0)=0x→2v=-g1-1(x→1)[f→1(x→1)+e^1s→1+k1s→1-x→·1d]τ2x→·2d+x→2d=x→2v,x→2d(0)=x→2v(0)s→2=x→2-x→2de^·2=υ2(s→2Ts→2-μ2e^2),e^1(0)=0u→=-g2-1(t)[f→2(x→1,x→2)+e^2s→2+k2s→2-x→·2d]]]>(公式一)

其中，x₀₁为高超声速飞行器相对于目标的视线倾角λ_D的变化率k_F为视线倾角λ_D的误差项系数，其大小决定了动态面中落角误差项的权重，根据实际情况确定其大小；v和为高超声速飞行器相对于地面的速度大小及其变化率；r和分别为高超声速飞行器相对于目标的距离及其变化率；x_F为视线倾角λ_D与高超声速飞行器落地时刻的当地速度倾角γ_DF的和；x₀₂为高超声速飞行器相对于目标的视线偏角λ_T的变化率

其中，g₀(t)的定义如下式所示，上标“-1”表示矩阵的逆：

g0(t)=Q·S·CLαm·rSH2,2SH2,3-SH3,2cosλD-SH3,3cosλD]]>

上式中，t为高超声速飞行器以俯冲段起始点为零点所飞行的时长；Q为高超声速飞行器所受到的动压；S为高超声速飞行器的参考面积；为高超声速飞行器的升力系数对于其攻角的偏导数；m为高超声速飞行器的质量；分别为半速度系到视线系的转换矩阵S_H中的元素，i表示行，j表示列；

其中，k₀＝diag(k₀₁,k₀₂)为正定的增益矩阵，根据实际情况确定；e₀为正的控制参数，根据实际情况确定；sat(·)为饱和函数；为的边界层厚度，根据实际情况确定；

其中，的定义如下式所示：

f→0(x→0)=-2r·λ·Dr-λ·T2sinλDcosλD+1r(SH2,1aV+SH2,2gHy+SH2,3gHz)-2r·λ·Tr+2λ·Dλ·TtanλD-1rcosλD(SH3,1aV+SH3,2gHy+SH3,3gHz)]]>

上式中，a_V为高超声速飞行器加速度在半速度系x轴向的分量，其具体表达式如下所示：

aV=gHx-Dm]]>

上式中，D为高超声速飞行器受到的阻力；g_Hx、g_Hy和g_Hz为重力加速度在半速度系中的分量，其具体表达式如下所示：

gHx=-μR3(xcosθcosσ+(y+Re)sinθ-zcosθsinσ)gHy=-μR3(-xsinθcosσ+(y+Re)cosθ+zsinθsinσ)gHz=-μR3(xsinσ+zcosσ)]]>

上式中，μ为地球引力常数；R为高超声速飞行器相对于地心的距离；R_e为地球半径；θ和σ分别为高超声速飞行器的速度倾角和航迹偏航角；x、y和z分别为高超声速飞行器相对于地面系原点的位置在地面系中的分量；

其中，和分别为第一个虚拟控制的滤波输出及其变化率；τ₁＝diag(τ₁₁,τ₁₂)为正定的滤波时间常数矩阵，根据实际情况确定；和为扩展的滤波输出及其变化率；

其中，

x→1=αcosγVαsinγVβT]]>

上式中，α、γ_V和β分别为高超声速飞行器的攻角、倾侧角和侧滑角；

其中，为未知常数e₁的估计值；υ₁与μ₁分别为大于零的常数，根据实际情况确定；k₁＝diag(k₁₁,k₁₂,k₁₃)为正定的增益矩阵，根据实际情况确定；

其中，中各元素如下式所示：

g1(x→1)1,1=-cosα(tanβcosγV+αsecβsinγV)]]>

g1(x→1)1,2=sinα(tanβcosγV+αsecβsinγV)]]>

g1(x→1)1,3=cosγV]]>

g1(x→1)2,1=cosα(αsecβcosγV-tanβsinγV)]]>

g1(x→1)2,2=-sinα(αsecβcosγV-tanβsinγV)]]>

g1(x→1)2,3=sinγV]]>

g1(x→1)3,1=sinα]]>

g1(x→1)3,2=cosα]]>

g1(x→1)3,3=0]]>

其中，的定义如下式所示：

f→1(x→1)=cosγVf→11,1′-αsinγVf→12,1′sinγVf→11,1′-αcosγVf→12,1′f→13,1′]]>

上式中，

f→11,1′=-secβmv(mgHzsinγV+mgHycosγV+Q·S·CLa)]]>

f→12,1′=1mv[tanβcosγVmgHy+(tanθ+tanβsinγV)mgHz+(tanθsinγV+tanβ)Q·S·CLa]]]>

f→13,1′=1mv(mgHzcosγV-mgHysinγV)]]>

上式中，C_La为高超声速飞行器的本体产生的升力系数；

其中，和分别为第二个虚拟控制的滤波输出及其变化率；τ₂＝diag(τ₂₁,τ₂₂,τ₂₃)为正定的滤波时间常数矩阵，根据实际情况确定；

其中，

x→2=ωxωyωzT]]>

上式中，ω_x、ω_y和ω_z分别为高超声速飞行器的滚转角速度、偏航角速度和俯仰角速度；

其中，为未知常数e₂的估计值；υ₂与μ₂分别为大于零的常数，根据实际情况确定；k₂＝diag(k₂₁,k₂₂,k₂₃)为正定的增益矩阵，根据实际情况确定；

其中，g₂(t)的定义如下式所示：

g2(t)=Q·S·l·CMxδzIxCMxδyIxCMxδxIxCMyδzIyCMyδyIyCMyδxIyCMzδzIzCMzδyIzCMzδxIz]]>

上式中，l为高超声速飞行器的参考长度；I_x、I_y和I_z分别为高超声速飞行器相对机体坐标系三轴的转动惯量；和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的俯仰舵偏项系数；和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的偏航舵偏项系数；和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的滚转舵偏项系数；

其中，的定义如下式所示：

f→2(x→1,x→2)=(Iy-Iz)ωyωzIx(Iz-Ix)ωxωzIy(Ix-Iy)ωxωyIz+Q·S·l·CMx0+CMxMaMa+CMxHH+CMxαα+CMxββIxCMy0+CMyMaMa+CMyHH+CMyαα+CMyββIy(CMz0+CMzMaMa+CMzHH+CMzαα+CMzββIz]]>

上式中，和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的常数项；Ma为高超声速飞行器的马赫数；H为高超声速飞行器距离地面的高度；和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的马赫数项系数；和分别为滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的高度项系数；和分别为滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的攻角项系数；和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的侧滑角项系数。