[发明专利]一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法

权利要求书

1.一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步，完成巡航段气动参数不确定性及阵风干扰的多源干扰影响及传递机理分析，其中气动参数包括升力系数和阻力系数，并建立含有上述多源干扰等价干扰的空天飞行器动力学模型；

第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对空天飞行器巡航段受到的等价干扰进行快速估计，并得到干扰估计值；

第三步，针对无干扰假设的飞行器动力学模型，设计比例导引控制律；

第四步，利用第二步获得的干扰估计值和第三步的比例导引控制律设计具有抗干扰能力的复合比例导引控制器，完成空天飞行器的巡航段快速抗干扰制导；

所述第一步中，完成巡航段气动参数不确定性及阵风干扰的多源干扰分析，其中气动参数包括升力系数和阻力系数，并建立含有上述多源干扰等价干扰的空天飞行器动力学模型：

其中，V为空天飞行器相对于地球的速度，为V的一阶导数，θ为速度倾角，为θ的一阶导数，σ为偏航角，为σ的一阶导数，α为攻角，ν为倾侧角，r为地心距，为r的一阶导数，λ和分别为飞行器所在经纬度，和分别为经度和纬度的一阶导数，m为巡航类飞行器的质量，S为机翼有效面积，ρ为大气密度，μ_m为地球引力常数，T、L与D分别表示推力、升力与阻力，d₁、d₂、d₃、d₄、d₅、d₆表示气动参数不确定性与阵风干扰的等价干扰，升力与阻力表达式如下：

其中，ρ为大气密度，S是飞行器的参考面积，C_L与C_D分别为整体的升力系数与阻力系数，升力系数与阻力系数的气动参数模型如下：

其中，M_a为马赫数，α为攻角；C_L1、C_L2、C_L3、C_L4分别为升力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；C_D1、C_D2、C_D3、C_D4分别为阻力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；控制量选取为飞行器倾侧角ν、攻角α和推力T；

将公式(1)转化为如下状态空间表达式：

其中，x是系统状态变量，为x的一阶导数，f(x)是关于状态变量x的非线性函数，u是系统输入，d是等价干扰；

所述第二步中，根据第一步中的动力学模型，设计滑模干扰观测器对空天飞行器巡航段受到的等价干扰进行快速估计，并得到干扰估计值：

其中，z₀为状态中间变量，为z₀的一阶导数，v₀为函数中间变量，为v₀的一阶导数，为未知等价干扰d的估计值，为的一阶导数，为未知等价干扰一阶导数的估计值，为的一阶导数，λ₀、λ₁、λ₂为观测器增益，且为正数，sign(·)表示求取符号函数；

所述第三步中，针对无干扰假设的飞行器动力学模型，设计比例导引控制律如下：

设计的比例导引律为：

其中，为飞行器的飞行角速度在水平面内的投影角速度，k_T为水平导引系数，λ_T为飞行器水平视线角，λ_TF为飞行器终端约束的水平视线角，为水平视线角加速度，其中R为飞行器到终端的距离，为R的一阶导数；

由此可得侧向加速度：

再由侧向过载n_y2＝1可以推导出倾侧角：

得到倾侧角后，在根据平衡条件迭代求解攻角，最后得到所需推力大小：

Tcosα＝D

将计算得到的倾侧角ν、攻角α和推力T控制量代入状态空间表达式(3)，得到比例导引等价系统输入u_e：

所述第四步中，设计复合比例导引控制器为：

其中，u_e为比例导引等价系统输入，为未知等价干扰d的干扰估计值。