[发明专利]高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法

权利要求书

1.一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，其特征在于：获取当前运动目标的地心距离r_T、运动目标的纬度经度λ_T，将当前运动目标的地心距离r_T、运动目标的纬度经度λ_T作为高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的输入，根据高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角，并输入到超声速飞行器的六自由度运动模型，高超声速飞行器将飞至运动目标，完成飞行任务；其中基于高超声速飞行器的几何模型，构建高超声速飞行器的六自由度运动模型，如下：

式中：V为高超声速飞行器的飞行速度，θ为当地速度倾角，σ为航迹偏航角；ω_x，ω_y，ω_z分别为为高超声速飞行器的三轴旋转角速度，m为高超声速飞行器的质量，γ_V为倾侧角，I_x，I_y，I_z分别为三轴转动惯量，L,D,N为高超声速飞行器所受到的气动力，分别为升力、阻力和侧力，M_x，M_y，M_z分别为飞行器所受到的气动力矩，分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，气动力和气动力矩的表达式分别为:

其中，为零攻角升力系数；为升力系数相对攻角的变化率，C_D为阻力系数，C_N为侧力系数,均为已知量；b和c分别为高超声速飞行器横侧向参考长度和纵向参考长度,m_xβ为滚转力矩对于侧滑角β的偏导数，m_yβ为偏航力矩对于侧滑角β的偏导数，为俯仰力矩对于侧滑角β的偏导数矩阵，为滚转力矩系数对于滚转舵偏角δ_x的偏导数，分别为偏航力矩系数对于方向舵偏角δ_y的偏导数，分别为俯仰力矩系数对于升降舵δ_z的偏导数，上述各量均为已知量；α的形式为：α为攻角值，ζ_L为升力不确定项，α＝[1 α α³]^T；分别为三轴力矩不确定项；

q＝0.5ρV²为动压，ρ为大气密度，为已知量，S₀为高超声速飞行器参考面积，为已知量；高超声速飞行器的六自由度运动模型中其余量的表达式如下：

μ为地球引力常数，ω_e为地球自转角速度，J＝1.5J₂为带谐系数，a_e为地球半长轴，均为已知量；r为地心距；

面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程的输出x₀为当地速度倾角θ和航迹偏航角σ，输入为升力系数C_L的两个分量，面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程为：

式中：

假设以当地速度倾角θ以及航迹偏航角σ为状态量的高超声速飞行器的六自由度运动模型的目标指令x_0C表示如下：

x_0c＝[θ_cσ_c]^T

其中θ_c表示高超声速飞行器飞抵运动目标的速度倾角指令，σ_c表示航迹偏航角指令值；

面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程为：

式中，

式中，β为侧滑角，ζ₀₁、ζ₀₂为ζ₀的两个分量；

面向控制的高超声速飞行器绕质心动力学方程为：

式中

面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程的输出即为x₂，输入为高超声速飞行器的控制舵偏角u＝[δ_xδ_yδ_z]^T；

联立面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程、面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程，即建立高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控一体化控制模型如下：

高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案如下：

上述控制方案中：

s₀为定义的第一个动态面，为x₁与其指令值x_1d的差值，x_1d为第一个虚拟控制输入，k₀＝diag(k₀₁ k₀₂)为给定的正的增益常数；ε₀₁和ε₀₂为待给定的饱和函数项增益；sat(s,d)为饱和函数，其定义为：

γ_Vd为所求的倾侧角指令值，α_v为所求的倾侧角指令值，均通过x_1d求解得到；

s₁为定义的第二个动态面，为x₁与其指令值x_1d的差值，x_2d为第二个动态面的虚拟控制输入；k₁＝diag(k₁₁,k₁₂,k₁₃)为给定的正的增益常数；τ₁＝diag(τ₁₁,τ₁₂,τ₁₃)为滤波器的时间常数；根据该虚拟控制量x_2d得到使得x₁达到预期期望指令值x_1d的三通道角速率虚拟输入期望值ω_xd,ω_yd,ω_zd；

定义s₂为第三个动态面，为x₂与其指令值x_2d的差值，u为第三个动态面的控制输入；k₂＝diag(k₂₁ k₂₂ k₂₃)为给定的正的增益常数，τ₂＝diag(τ₂₁,τ₂₂,τ₂₃)为滤波器的时间常数，根据三通道角速率虚拟输入期望值x_2d得到设计舵偏角输入u以完成对飞行器姿控系统的稳定控制和制导控制。