高超声速飞行器俯冲段全量一体化制导控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于飞行器制导控制领域，特别设及带落角约束的高超声速飞行器俯冲段 全量禪合一体化制导控制方法。
【背景技术】
[0002] 高超声速飞行器采用高升阻比外形，可实现远距离自主航行。由于其高飞行马赫 数，具有许多突出能力，主要包括快速反应能力、极强突防能力、高效摧毁能力、大机动作战 能力等，受到世界各主要国家的高度重视，在军事上具有广泛的应用价值及前景。在俯冲 段，高超声速飞行器具有马赫数变化范围大和过载大等特点，飞行器状态会发生剧烈的变 化，质屯、运动和绕质屯、运动均呈现出快时变、非线性、强禪合和不确定性等特点。传统的飞 行器制导控制系统是基于奇异摄动理论对制导子系统和控制子系统进行分离设计，然后将 它们整合在一起，并分别验证控制子系统和制导子系统的性能。而高超声速飞行器一体化 制导控制设计，是指将高超声速飞行器的制导子系统和控制子系统作为一个整体来进行设 计，通过高超声速飞行器与目标的相对运动信息直接产生舱偏角指令。在设计过程中，由于 充分考虑了制导子系统与控制子系统之间的相互禪合影响，所W可W提升制导控制系统的 整体性能，降低其设计成本，并能提高高超声速飞行器整体系统的可靠性。
[0003] 在现有的可W查找到的公开文献中，在俯冲段，高超声速飞行器的制导控制系统 都是分开设计的，然后再将它们协调在一起。制导子系统常采用的方法有最优制导、滑模制 导、俯冲机动闭路制导等方法，而控制子系统常采用的方法有动态逆控制、滑模控制、预测 控制、反演控制、自适应控制和自抗扰控制等方法。目前国内外对带落角约束的高超声速飞 行器俯冲段的全量一体化制导控制问题的研究还未见公开文献。
【发明内容】
[0004] 本发明针对具有落角约束的高超声速飞行器俯冲段制导控制问题，提出一种高超 声速飞行器俯冲段的制导控制方法，该方法是基于自适应块动态面反演的一体化制导控制 方法。
[0005] 该方法的基本思路是：首先，基于视线角建立带落角约束的高超声速飞行器相对 于目标的质屯、运动方程，并建立高超声速飞行器的绕质屯、运动方程；接着，对绕质屯、运动学 方程进行微分同胚，与质屯、运动方程和绕质屯、动力学方程联立建立飞行器全量禪合一体化 制导控制模型；最后，基于该一体化模型利用自适应块动态面反演方法实现一体化制导控 制。
[0006] 本发明的技术方案是，一种高超声速飞行器俯冲段全量一体化制导控制方法，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：
[0007] 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 0、航迹偏航角0、滚转角速度偏航角速度俯仰角速度俯仰角@、偏航角iK滚 转角丫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式（1)计算 舱偏角向量《 = 晏式.A了，其中，5,、Sy和5X分别为高超声速飞行器的俯仰舱偏角、 偏航舱偏角和滚转舱偏角；最后利用舱偏角向量S对高超声速飞行器进行控制。
[0008]
[0009] 其中，耐1为高超声速飞行器相对于目标的视线倾角AD的变化率4;kp为视线倾 角入D的误差项系数，其大小决定了动态面兩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r分别为高超声速飞 行器相对于目标的距离及其变化率；却为视线倾角AD与高超声速飞行器落地时刻的当地 速度倾角丫W(也即落角，根据飞行任务给定）的和；Xc2为高超声速飞行器相对于目标的视 线偏角At的变化率4;
[0010] 其中，gn(t)的定义如下式所示，上标"-1"表示矩阵的逆：
[0011]
[0012] 上式中，t为高超声速飞行器W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；Cf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；SHi, ,i，j= 1，2, 3分别为半速度系到视 线系的转换矩阵Sh中的元素，i表示行，j表示列。
[0013]其中，k〇=diag化。1，kj为正定的增益矩阵，根据实际情况确定；e。为正的控制参 数，根据实际情况确定；sat( ?)为饱和函数；4为焉的边界层厚度，根据实际情况确定；
[0014] 其中，充（兩）的定义如下式所示：
[0015]
[0016] 上式中，av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：
[0017]
[0018] 上式中，D为高超声速飞行器受到的阻力；拥X、gHy和gHz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：
[0019]
[0020] 上式中，y为地球引力常数；R为高超声速飞行器相对于地屯、的距离；Re为地球半 径；0和0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。
[OOW其中，瑞和苗分别为第一个虚拟控制菊V的滤波输出及其变化率；Ti= diag(T。，I12)为正定的滤波时间常数矩阵，根据实际情况确定；采W和去W为扩展的滤波 输出及其变化率； 阳02引其中，
[0023]
[0024] 上式中，a、丫V和P分别为高超声速飞行器的攻角、倾侧角和侧滑角。
[00对其中，为未知常数ei的估计值；U1与y汾别为大于零的常数，根据实际情况 确定屯=diag化11，ki2,ki3)为正定的增益矩阵，根据实际情况确定；
[0026] 其中，备1口1)中各元素如下式所示，上标"-1"表示矩阵的逆：
阳0创上式中，CJ%高超声速飞行器的本体产生的升力系数。
[00创其中，焉,,和袁，分别为第二个虚拟控制焉，的滤波输出及其变化率；T2 = diag(121，122,T23)为正定的滤波时间常数矩阵，根据实际情况确定； W44] 其中，
[0045]
[0046] 上式中，和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。
[0047] 其中，為为未知常数62的估计值；U 2与y 2分别为大于零的常数，根据实际情况 确定；k2=diag化2i，k22，k23)为正定的增益矩阵，根据实际情况确定； W48] 其中，g2(t)的定义如下式所示，上标"-1"表示矩阵的逆：
[0049]
[0050] 上式中，1为高超声速飞行器的参考长度；L、ly和I,分别为高超声速飞行器相对 机体坐标系=轴的转动惯量；馈^、ct；巧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舱偏项系数；cf;，、cf;,和G女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舱偏项系数；C/;，、丘 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舱偏项系 数。
[00川其中，夫(:.、VV)的定义如下式所示：
[0052]
[0053] 上式中，cfc，C*