[发明专利]基于线性协方差模型预测控制的鲁棒再入制导方法

说明书

本发明公开了一种基于线性协方差模型预测控制的鲁棒再入制导方法，基于协方差理论与模型预测控制理论的再入飞行器的鲁棒制导方法，将再入制导问题描述为最优控制问题，通过采用协方差理论能够快速精确计算落点误差与控制指令之间的关系优势与模型预测控制理论中处理约束与优化的优势相结合设计了一种能够减小不确定因素与扰动对落点精度影响的鲁棒性制导方法。

【技术领域】

本发明涉及一种基于线性协方差模型预测控制的鲁棒再入制导方法。

【背景技术】

高超声速滑翔式再入飞行器能够利用飞行器的在轨时的机动能力，以及再入大气时升力体式滑翔飞行的特点，可执行超远程、极快速、高精确的投送任务，是国家重点发展的战略高新技术。

由于再入环境复杂、高超声速的高动态特性以及任务鲁棒性、高精度的需求等因素，为实现超远程、极快速、高精确的投送任务的投送任务，再入制导成为其核心技术，而如何实现高精度的鲁棒再入成为此类飞行器制导问题的核心技术，所以研究高超声速再入飞行器的高精度鲁棒制导具有重要价值。

在再入飞行器制导技术方面的研究主要可以分为：标称轨迹法和数值预测校正法。标称轨迹制导方法是一种首先离线设计，通过最优化方法，求解满足约束与性能指标要求的轨迹，然后在制导控制系统中预先装订选定的标准轨迹及相关参数，当再入飞行器进入大气层后，制导系统通过对比当前飞行状态参数与标准轨道参数，通过得到误差信号产生控制规律。其中比较典型的研究包括：Shen在其文章中研究了末速最大、总吸热最小等性能指标下跳跃式再入飞行器的轨迹优化问题。Lu提出一种在轨三维约束再入轨道快速生成算法，利用升力式的准平衡滑翔条件来设计纵向参考剖面，并将轨道分为初始下降段、准平衡滑翔段与末端能量管理段，将轨道规划问题转化为攻角和倾斜角两个单参数的搜索问题，提高了轨道生成速度。标称轨迹方法预设最优轨迹，然而由于再入问题中存在各种不确定因素与扰动，将会使得飞行器不能按照最优轨迹飞行，以至于预设性能无法达到，即该方法缺乏鲁棒性。

数值预测制导则是根据导航系统测得的飞行器实际状态实时进行落点计算并与理论落点相比较，形成误差信号输入到制导方程，按设定的制导规律控制姿态角，改变升力方向，以实现对落点的精确控制。文献针对低升阻比的Crew Exploration Vehicle飞行器，提出了利用能量的概念，将倾侧角方案看作是能量的线性函数，利用剩余航程进行预测制导，同时对纵向、侧向分开制导的纵向模式和同时制导的三维模式进行了分析，通过仿真证明，纵向模式具有较强的鲁棒性。文献针对航天飞机，利用准平衡条件将再入约束转化为控制变量约束，在纵向制导中利用剩余航程进行预测校正制导，而在侧向制导中，利用剩余航程及航向角误差定义横程，并将横程边界定义为速度的线性函数。数值预测法具有对初始误差不敏感的优点，且受飞行过程中各种偏差因素影响较小，抗干扰能力强，不足是解析预报落点精度不高，特别是对再入机动飞行器或航程较远的情况，且对气动加热、过载等指标不具有最优性。

传统的制导方法存在较为明显的不足。对于标称轨迹制导，由于最优轨迹离线生成，致使再入缺乏鲁棒性，在过程受到扰动将会影响再入精度；对于预测校正方法，由于该方法在制导指令设计过程中降低了最优性条件的约束，致使再入过程缺乏最优性。为了满足再入过程的飞行器及其轨迹具有抗扰动的鲁棒性，所设计的轨迹能够满足再入过程热载最小等性能指标最优性，需要提出一种兼顾鲁棒性与最优性制导方法。

【发明内容】

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种基于线性协方差模型预测控制的鲁棒再入制导方法，建立在考虑不确定因素下，落点精度与控制指令之间的关系，并由此设计出具有鲁棒性的再入轨迹，从而实现在不确定因素存在与扰动出现的条件下的鲁棒制导。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

基于线性协方差模型预测控制的鲁棒再入制导方法，包括以下步骤：

1)建立三自由度再入飞行器动力学模型；

2)基于协方差的轨迹优化；