[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

说明书

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，将当前运动目标地心的距离、运动目标的纬度、经度作为高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的输入，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。本发明基于块动态面的方法设计了高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的控制方案，实现飞行器滑翔段的姿态控制任务需求，制导与控制精度较高，且控制量的全程输出变化较为平滑，提高了飞行器的任务适应能力，有效解决高超声速飞行器制导与控制之间协调困难的问题。

技术领域

本发明涉及飞行器控制领域，尤其涉及一种高超声速飞行器滑翔段制导控制方法。

背景技术

高超声速飞行器滑翔飞行的基本过程是在满足各项过程约束条件下控制飞行器稳定飞行达到预设的目标终点。对于“助推-滑翔”式高超声速飞行器而言，在临近空间做长时无动力滑翔飞行是其相比于传统弹道导弹的最大优势，有效地提高了飞行器的航程和攻击能力。

但是由于高超声速飞行器飞行速度极高，质心运动和绕质心运动均呈现出快时变、非线性、强耦合和不确定性等特点。传统的飞行器制导和控制系统主要是基于频谱分离理论对控制和制导子系统进行分离设计，没有利用子系统之间的耦合信息，而一体化制导控制系统可以充分利用子系统之间的耦合信息来改善整个控制系统的性能。

目前针对高超声速飞行器的研究主要是针对高超声速飞行器的制导控制系统分离设计以及滑翔段的制导与姿控系统一体化设计方法问题，对于高超声速飞行器在滑翔段的制导与姿态控制一体化研究的成果较少，目前为止还未见相关技术的公开。

发明内容

针对现有技术中高超声速飞行器滑翔段的制导与姿态控制一体化设计问题，本发明的目的是提供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。具体地，本发明是针对吸气式通用高超声速飞行器模型(GHV)在滑翔段的制导姿态控制系统一体化设计方法，通过对吸气式通用高超声速飞行器模型(GHV)在滑翔段进行制导与姿态控制的一体化设计，使得高超声速飞行器能够很好地实现滑翔段飞行的任务需求。

为了实现上述技术目的，本发明采用的技术方案是：

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，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。具体地，所述高超声速飞行器为吸气式通用高超声速飞行器。

本发明中，基于高超声速飞行器的几何模型(如图2所示)，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: