自适应分段的多段线性伪谱广义标控脱靶量再入制导方法与流程

技术特征：

1.自适应分段的多段线性伪谱广义标控脱靶量再入制导方法，其特征在于，具体步骤如下：

(1)初始化：设置初始、终端的计算仿真参数，通过离线弹道优化获得合理的初始控制参数和分段时间初值；

(2)下落段制导：以最大攻角和零倾侧角下落，直到高度的变化率为零，进入滑翔段阶段；

(3)滑翔段制导倾侧反转判断：根据当前能量状态与分段时间的关系，判断是否进行倾侧反转，当当前能量大于分段时刻的能量时，不进行反转，进入步骤(4)，当当前能量小于分段时刻的能量时，且不为最后一个反转点时，重新建立非线性参数控制问题，进入步骤(4)，当为最后一个反转点时，进入步骤(9)；

(4)滑翔段制导预测弹道积分：使用当前时刻的状态量作为积分初值，所述的初始控制参数和分段时间初值作为控制输入，其中当前时刻所对应的控制参数记为U0，进行预测弹道积分，获得广义标控脱靶量即终端状态偏差dψ以及全局多段弹道信息，Xk，Uk；

(5)精度判定：判断所述广义标控脱靶量的精度范围，如果所述dψ满足所述步骤(1)设置的终端计算仿真参数的精度要求，进入步骤(6)，如果不满足精度要求，进入步骤(8)；

(6)过程边界控制：判断所述的U0是否满足多种过程约束界限，当所述的U0超过边界控制Umax时，所述的U0等于Umax，否则，所述的U0等于U0，进入步骤(7)；

(7)执行控制指令：将所述的U0作用到弹道阻尼控制方程中，获得平稳滑翔的控制指令Uc，并将其作用到实际的系统中去，返回步骤(3)，并且将当前的分段时间作为倾侧反转的判断基准，当前的U0和分段时间作为下一步弹道积分的控制输入；

(8)滑翔段制导控制参数和分段时间更新：分别对预测的每段积分弹道进行线性化处理，结合多段伪谱法和变分法原理，获得满足终端标控脱靶量修正的控制参数和分段时间解析修正关系，进而获得控制参数和分段时间的更新，并进入步骤(6)；

(9)末制导段显示制导：分别根据当前状态和终端约束条件在纵、横平面采用比例导引和多项式制导，获得能够导引飞行器安全地飞向目标且满足多种终端约束的制导指令。

2.如权利要求1所述的再入制导方法，其特征在于，所述步骤(8)具体包括：

首先，构建降阶的再入动力学方程

其中，所述e是相对能量，所述E是绝对能量；所述是经度、纬度和航向角；所述F是总升阻比函数，是以相对能量为自变量的函数且在攻角确定情况下能够通过平稳滑翔条件离线获得；所述u为控制变量表示纵向升阻比，是总升阻比在垂直方向上的一个分量；所述kld是由惯组输出的升阻比偏差估计，并且在预测积分过程中是常值；所述μ是引力常数，所述r为地心距；

然后，将控制指令参数化；将纵向升阻比曲线设计成分为三段的参数函数，其具体表达形式如公式(2)所示：

其中，所述E0和Ef分别代表初始和终端绝对能量，所述ef代表终端相对能量，所述Ere1和Ere2分别表示第一次倾侧反转和第二次倾侧反转发生时的绝对能量，所述k1为常数，所述c1和c2是二次曲线的参数，其取值通过分段函数光滑，导数连续两个条件确定；

其次，将多段非线性方程线性化，将具有终端约束的降阶再入运动学方程如公式(3)所示

其中，所述当初始的k1，Ere1和Ere2给定，通过欧拉法或龙格库塔数值积分方法预测全局的状态量，获得预测的终端状态与实际所需的终端状态之间的终端误差表示为δxf＝x(Ef)-xf，将所述公式(3)在预测弹道周围进行高阶泰勒展开，获得一组以状态偏差为自变量的误差传播动力学方程如公式(4)所示；

其中，所述δx是状态量的偏差，所述δu是控制量的偏差，为标量；所述A1、A2、A3是系数矩阵，为3×3的矩阵，所述B1、B2、B3是系数矩阵，为3×1的向量；

最后，使用多段线性伪谱法求解控制量的偏差δu，修正控制序列：

先推导一般的线性伪谱校正公式，将线性动力学方程在LG节点上离散为如公式(5)所示：

其中，所述D是微分逼近矩阵，下标k、l分别代表第k个与第l个插值点；

以所述公式(5)中的第一段代数约束关系式为例，第一段的终端状态偏差δxre1可以通过Gauss型积分公式而表示为初始状态偏差和在LG节点上的状态偏差的显示函数关系如公式(6)所示，

其中，ω是Gauss型积分的权函数，所述δxre1为关于初始状态偏差δx0和控制偏差δu的显式解析表达式，其表达形式如公式(7)所示，

其中，所述是系数矩阵，为3×3的矩阵，所述是3×1的向量，同理可以获得系数矩阵和和根据链式法则建立起关于初始状态偏差δx0、控制偏差δu以及终端状态偏差δxf之间的函数关系，其具体表达式如公式(8)所示，

直接获得关于所述控制偏差δu与所述终端状态偏差δxf之间的修正关系如公式(9)所示，

用来修正最近的倾侧反转点从而消除积累的纬度误差的校正方法如下：

终端经度偏差与终端纬度偏差的关系如公式(10)所示，

其中，所述与分别表示终端经度约束与终端纬度约束；所述δE^k表示第k次指令修正过程中的第一次反转点的绝对能量偏差；与表示终端状态量的函数关系

于是，由反转点改变δE^k所引起的原反转点状态的等时变分表示为如公式(11)所示，

进一步的，由反转点改变δE^k所引起的终端状态偏差表示为如公式(12)所示，

所以，作为控制量的纵向升阻比的修正δu和倾侧反转能量时刻的修正δE^k表达为如公式(13)所示，

3.如权利要求2所述的再入制导方法，其特征在于，所述步骤(9)具体包括：

设计纵、横向制导平面的指令分配算法，通过调整攻角和倾侧角实现两个制导平面内的制导指令，其中所述横向制导平面采用比例导引如公式(14)所示，

其中，所述n1是横向制导指令，所述Npc是比例导引常数，所述是视线角速度，所述v是投影在所述横向平面的速度；

所述纵向制导平面采用多项式制导方法，制导指令u0为

其中，所述sf，hf和γf分别为需要在TAEM交班点满足的剩余飞行器距离，高度和弹道倾角，并且所述s0，h0和γ0分别为飞行器当前的相应状态量，所述m和n为导引增益；

当保留地球曲率并且忽略地球自转的再入动力学方程，纵向加速度nvertical和横向加速度ntatra分别的表示为：

其中，所述γ、ψ、φ分别表示当前弹道倾角、航向角和纬度；

由于侧向加速度和纵向加速度都是总加速度的分量，获得指令倾侧角的表达式如公式(17)所示：

之后，采用牛顿迭代确定所需的指令攻角如公式(18)所示：

其中，Cl为升力系数，Clα为升力系数对攻角的导数；k表示第k次迭代过程。