[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

摘要

本发明提供一种高超声速飞行器俯冲段全量一体化制导控制方法。技术方案是：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、速度倾角、航迹偏航角、滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度、俯仰角、偏航角、滚转角等；然后将上述得到的状态量、事先测得的目标相对于地面系的位置信息和控制参数代入到公式中计算舵偏角向量；最后利用舵偏角向量对高超声速飞行器进行控制。本发明基于飞行器全量耦合一体化制导控制模型利用自适应块动态面反演方法实现一体化制导控制，能有效地避免反复设计问题，从而降低制导控制系统设计的时间和经济成本。

主权项

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$\stackrel{\→}{u}={\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{\δ}}_z& {\mathrm{\δ}}_y& {\mathrm{\δ}}_x\end{array}\right]}^T,$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：$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\→}{s}}_0={\left[\begin{array}{cc}{x}_{01}+k_F\frac{v}{r}{x}_F& x_{02}\end{array}\right]}^T\\ {\stackrel{\→}{x}}_{1v}=g_0^{-1}\left(t\right)\·\{-\frac{v}{r}{k}_0{\stackrel{\→}{s}}_0-\frac{e_0}{r}sat({\stackrel{\→}{s}}_0,{\stackrel{\→}{d}}_0)-\[\begin{array}{c}{k}_F-\frac{v}{r}{x}_{01}+k_F\frac{\stackrel{\·}{v}r-\stackrel{\·}{r}v}{r^2}{x}_F\\ 0\end{array}\]-{\stackrel{\→}{f}}_0\left({\stackrel{\→}{x}}_0\right)\}\\ {\mathrm{\τ}}_1{\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{x}}}_{1d}^{*}+{\stackrel{\→}{x}}_{1d}^{*}={\stackrel{\→}{x}}_{1v},{\stackrel{\→}{x}}_{1d}^{*}\left(0\right)={\stackrel{\→}{x}}_{1v}\left(0\right)\\ {\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{x}}}_{1d}={\left[\begin{array}{cc}{\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{x}}}_{1d}^{*}& 0\end{array}\right]}^T\\ {\stackrel{\→}{x}}_{1d}={\left[\begin{array}{cc}{\stackrel{\→}{x}}_{1d}^{*}& 0\end{array}\right]}^T\\ {\stackrel{\→}{s}}_1={\stackrel{\→}{x}}_1-{\stackrel{\→}{x}}_{1d}\\ {\stackrel{\·}{\hat{e}}}_1={\mathrm{\υ}}_1({\stackrel{\→}{s}}_1^T{\stackrel{\→}{s}}_1-{\mathrm{\μ}}_1{\hat{e}}_1),{\hat{e}}_1\left(0\right)=0\\ {\stackrel{\→}{x}}_{2v}=-g_1^{-1}\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)\[{\stackrel{\→}{f}}_1\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)+{\hat{e}}_1{\stackrel{\→}{s}}_1+k_1{\stackrel{\→}{s}}_1-{\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{x}}}_{1d}\]\\ {\mathrm{\τ}}_2{\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{x}}}_{2d}+{\stackrel{\→}{x}}_{2d}={\stackrel{\→}{x}}_{2v},{\stackrel{\→}{x}}_{2d}\left(0\right)={\stackrel{\→}{x}}_{2v}\left(0\right)\\ {\stackrel{\→}{s}}_2={\stackrel{\→}{x}}_2-{\stackrel{\→}{x}}_{2d}\\ {\stackrel{\·}{\hat{e}}}_2={\mathrm{\υ}}_2({\stackrel{\→}{s}}_2^T{\stackrel{\→}{s}}_2-{\mathrm{\μ}}_2{\hat{e}}_2),{\hat{e}}_1\left(0\right)=0\\ \stackrel{\→}{u}=-g_2^{-1}\left(t\right)\[{\stackrel{\→}{f}}_2({\stackrel{\→}{x}}_1,{\stackrel{\→}{x}}_2)+{\hat{e}}_2{\stackrel{\→}{s}}_2+k_2{\stackrel{\→}{s}}_2-{\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{x}}}_{2d}\]\end{array}\right.$(公式一)其中，x₀₁为高超声速飞行器相对于目标的视线倾角λ_D的变化率k_F为视线倾角λ_D的误差项系数，其大小决定了动态面中落角误差项的权重，根据实际情况确定其大小；v和为高超声速飞行器相对于地面的速度大小及其变化率；r和分别为高超声速飞行器相对于目标的距离及其变化率；x_F为视线倾角λ_D与高超声速飞行器落地时刻的当地速度倾角γ_DF的和；x₀₂为高超声速飞行器相对于目标的视线偏角λ_T的变化率其中，g₀(t)的定义如下式所示，上标“‑1”表示矩阵的逆：$g_0\left(t\right)=\frac{Q\·S\·C_L^{\mathrm{\α}}}{m\·r}\left[\begin{array}{cc}{S}_{H_{2,2}}& S_{H_{2,3}}\\ -\frac{S_{H_{3,2}}}{{\mathrm{cos\λ}}_D}& -\frac{S_{H_{3,3}}}{{\mathrm{cos\λ}}_D}\end{array}\right]$上式中，t为高超声速飞行器以俯冲段起始点为零点所飞行的时长；Q为高超声速飞行器所受到的动压；S为高超声速飞行器的参考面积；为高超声速飞行器的升力系数对于其攻角的偏导数；m为高超声速飞行器的质量；分别为半速度系到视线系的转换矩阵S_H中的元素，i表示行，j表示列；其中，k₀＝diag(k₀₁,k₀₂)为正定的增益矩阵，根据实际情况确定；e₀为正的控制参数，根据实际情况确定；sat(·)为饱和函数；为的边界层厚度，根据实际情况确定；其中，的定义如下式所示：${\stackrel{\→}{f}}_0\left({\stackrel{\→}{x}}_0\right)=\left[\begin{array}{c}\frac{-2\stackrel{\·}{r}{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_D}{r}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_T^2{\mathrm{sin\λ}}_D{\mathrm{cos\λ}}_D+\frac{1}{r}(S_{H_{2,1}}{a}_V+S_{H_{2,2}}{g}_{Hy}+S_{H_{2,3}}{g}_{Hz})\\ \frac{-2\stackrel{\·}{r}{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_T}{r}+2{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_D{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_T{\mathrm{tan\λ}}_D-\frac{1}{{\mathrm{rcos\λ}}_D}(S_{H_{3,1}}{a}_V+S_{H_{3,2}}{g}_{Hy}+S_{H_{3,3}}{g}_{Hz})\end{array}\right]$上式中，a_V为高超声速飞行器加速度在半速度系x轴向的分量，其具体表达式如下所示：$a_V=g_{Hx}-\frac{D}{m}$上式中，D为高超声速飞行器受到的阻力；g_Hx、g_Hy和g_Hz为重力加速度在半速度系中的分量，其具体表达式如下所示：$\left\{\begin{array}{c}{g}_{Hx}=-\frac{\mathrm{\μ}}{R^3}(x\cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\σ}+(y+R_e)\sin \mathrm{\θ}-z\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\σ})\\ g_{Hy}=-\frac{\mathrm{\μ}}{R^3}(-x\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\σ}+(y+R_e)\cos \mathrm{\θ}+z\sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\σ})\\ g_{Hz}=-\frac{\mathrm{\μ}}{R^3}(x\sin \mathrm{\σ}+z\cos \mathrm{\σ})\end{array}\right.$上式中，μ为地球引力常数；R为高超声速飞行器相对于地心的距离；R_e为地球半径；θ和σ分别为高超声速飞行器的速度倾角和航迹偏航角；x、y和z分别为高超声速飞行器相对于地面系原点的位置在地面系中的分量；其中，和分别为第一个虚拟控制的滤波输出及其变化率；τ₁＝diag(τ₁₁,τ₁₂)为正定的滤波时间常数矩阵，根据实际情况确定；和为扩展的滤波输出及其变化率；其中，${\stackrel{\→}{x}}_1={\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{\αcos\γ}}_V& {\mathrm{\αsin\γ}}_V& \mathrm{\β}\end{array}\right]}^T$上式中，α、γ_V和β分别为高超声速飞行器的攻角、倾侧角和侧滑角；其中，为未知常数e₁的估计值；υ₁与μ₁分别为大于零的常数，根据实际情况确定；k₁＝diag(k₁₁,k₁₂,k₁₃)为正定的增益矩阵，根据实际情况确定；其中，中各元素如下式所示：$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{1,1}=-cos\mathrm{\α}({\mathrm{tan\βcos\γ}}_V+{\mathrm{\αsec\βsin\γ}}_V)$$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{1,2}=sin\mathrm{\α}({\mathrm{tan\βcos\γ}}_V+{\mathrm{\αsec\βsin\γ}}_V)$$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{1,3}={\mathrm{cos\γ}}_V$$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{2,1}=cos\mathrm{\α}({\mathrm{\αsec\βcos\γ}}_V-{\mathrm{tan\βsin\γ}}_V)$$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{2,2}=-sin\mathrm{\α}({\mathrm{\αsec\βcos\γ}}_V-{\mathrm{tan\βsin\γ}}_V)$$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{2,3}={\mathrm{sin\γ}}_V$$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{3,1}=sin\mathrm{\α}$$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{3,2}=cos\mathrm{\α}$$g_1{\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)}_{3,3}=0$其中，的定义如下式所示：${\stackrel{\→}{f}}_1\left({\stackrel{\→}{x}}_1\right)=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{cos\γ}}_V{\stackrel{\→}{f}}_{1_{1,1}}^{\′}-{\mathrm{\αsin\γ}}_V{\stackrel{\→}{f}}_{1_{2,1}}^{\′}\\ {\mathrm{sin\γ}}_V{\stackrel{\→}{f}}_{1_{1,1}}^{\′}-{\mathrm{\αcos\γ}}_V{\stackrel{\→}{f}}_{1_{2,1}}^{\′}\\ {\stackrel{\→}{f}}_{1_{3,1}}^{\′}\end{array}\right]$上式中，${\stackrel{\→}{f}}_{1_{1,1}}^{\′}=\frac{-\sec \mathrm{\β}}{mv}({\mathrm{mg}}_{Hz}{\mathrm{sin\γ}}_V+{\mathrm{mg}}_{Hy}{\mathrm{cos\γ}}_V+Q\·S\·C_{La})$${\stackrel{\→}{f}}_{1_{2,1}}^{\′}=\frac{1}{mv}\[{\mathrm{tan\βcos\γ}}_V{\mathrm{mg}}_{Hy}+(tan\mathrm{\θ}+{\mathrm{tan\βsin\γ}}_V){\mathrm{mg}}_{Hz}+({\mathrm{tan\θsin\γ}}_V+tan\mathrm{\β})Q\·S\·C_{La}\]$${\stackrel{\→}{f}}_{1_{3,1}}^{\′}=\frac{1}{mv}({\mathrm{mg}}_{Hz}{\mathrm{cos\γ}}_V-{\mathrm{mg}}_{Hy}{\mathrm{sin\γ}}_V)$上式中，C_La为高超声速飞行器的本体产生的升力系数；其中，和分别为第二个虚拟控制的滤波输出及其变化率；τ₂＝diag(τ₂₁,τ₂₂,τ₂₃)为正定的滤波时间常数矩阵，根据实际情况确定；其中，${\stackrel{\→}{x}}_2={\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{\ω}}_x& {\mathrm{\ω}}_y& {\mathrm{\ω}}_z\end{array}\right]}^T$上式中，ω_x、ω_y和ω_z分别为高超声速飞行器的滚转角速度、偏航角速度和俯仰角速度；其中，为未知常数e₂的估计值；υ₂与μ₂分别为大于零的常数，根据实际情况确定；k₂＝diag(k₂₁,k₂₂,k₂₃)为正定的增益矩阵，根据实际情况确定；其中，g₂(t)的定义如下式所示：$g_2\left(t\right)=Q\·S\·l\·\left[\begin{array}{ccc}\frac{C_{M_x}^{{\mathrm{\δ}}_z}}{I_x}& \frac{C_{M_x}^{{\mathrm{\δ}}_y}}{I_x}& \frac{C_{M_x}^{{\mathrm{\δ}}_x}}{I_x}\\ \frac{C_{M_y}^{{\mathrm{\δ}}_z}}{I_y}& \frac{C_{M_y}^{{\mathrm{\δ}}_y}}{I_y}& \frac{C_{M_y}^{{\mathrm{\δ}}_x}}{I_y}\\ \frac{C_{M_z}^{{\mathrm{\δ}}_z}}{I_z}& \frac{C_{M_z}^{{\mathrm{\δ}}_y}}{I_z}& \frac{C_{M_z}^{{\mathrm{\δ}}_x}}{I_z}\end{array}\right]$上式中，l为高超声速飞行器的参考长度；I_x、I_y和I_z分别为高超声速飞行器相对机体坐标系三轴的转动惯量；和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的俯仰舵偏项系数；和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的偏航舵偏项系数；和分别为高超声速飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数里的滚转舵偏项系数；其中，的定义如下式所示：${\stackrel{\→}{f}}_2({\stackrel{\→}{x}}_1,{\stackrel{\→}{x}}_2)=\left[\begin{array}{c}\frac{(I_y-I_z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z}{I_x}\\ \frac{(I_z-I_x){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_z}{I_y}\\ \frac{(I_x-I_y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y}{I_z}\end{array}\right]+Q\·S\·l\·\left[\begin{array}{c}\frac{C_{M_{x}0}+C_{M_x}^{Ma}Ma+C_{M_x}^{H}H+C_{M_x}^{\mathrm{\α}}\mathrm{\α}+C_{M_x}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}}{I_x}\\ \frac{C_{M_{y}0}+C_{M_y}^{Ma}Ma+C_{M_y}^{H}H+C_{M_y}^{\mathrm{\α}}\mathrm{\α}+C_{M_y}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}}{I_y}\\ \frac{(C_{M_{z}0}+C_{M_z}^{Ma}Ma+C_{M_z}^{H}H+C_{M_z}^{\mathrm{\α}}\mathrm{\α}+C_{M_z}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}}{I_z}\end{array}\right]$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。