说明书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
本发明属于飞行器制导控制领域，特别涉及带落角约束的高超声速飞行器俯冲段全量耦合一体化制导控制方法。
背景技术
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舵偏角指令。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耦合影响，所以可以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。
在现有的可以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
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。
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心运动方程，并建立高超声速飞行器的绕质心运动方程；接着，对绕质心运动学方程进行微分同胚，与质心运动方程和绕质心动力学方程联立建立飞行器全量耦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。
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：
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ωx、偏航角速度ωy、俯仰角速度ωz、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)计算舵偏角向量u→=δzδyδxT,]]>其中，δz、δy和δx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。
{s→0=x01+kFvrxFx02Tx→1v=g0-1(t)·{-vrk0s→0-e0rsat(s→0,d→0)-[kF-vrx01+kFv·r-r·vr2xF0]-f→0(x→0)}τ1x→·1d*+x→1d*=x→1v,x→1d*(0)=x→1v(0)x→·1d=x→·1d*0Tx→1d=x→1d*0Ts→1=x→1-x→1de^·1=υ1(s→1Ts→1-μ1e^1),e^1(0)=0x→2v=-g1-1(x→1)[f→1(x→1)+e^1s→1+k1s→1-x→·1d]τ2x→·2d+x→2d=x→2v,x→2d(0)=x→2v(0)s→2=x→2-x→2de^·2=υ2(s→2Ts→2-μ2e^2),e^1(0)=0u→=-g2-1(t)[f→2(x→1,x→2)+e^2s→2+k2s→2-x→·2d]---(1)]]>
其中，x01为高超声速飞行器相对于目标的视线倾角λD的变化率kF为视线倾角λD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；xF为视线倾角λD与高超声速飞行器落地时刻的当地速度倾角γDF(也即落角，根据飞行任务给定)的和；x02为高超声速飞行器相对于目标的视线偏角λT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：
g0(t)=Q·S·CLαm·rSH2,2SH2,3-SH3,2cosλD-SH3,3cosλD]]>
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；SHi,ji,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。
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：
f→0(x→0)=-2r·λ·Dr-λ·T2sinλDcosλD+1r(SH2,1aV+SH2,2gHy+SH2,3gHz)-2r·λ·Tr+2λ·Dλ·TtanλD-1rcosλD(SH3,1aV+SH3,2gHy+SH3,3gHz)]]>
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：
aV=gHx-Dm]]>
上式中，D为高超声速飞行器受到的阻力；gHx、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：
gHx=-μR3(xcosθcosσ+(y+Re)sinθ-zcosθsinσ)gHy=-μR3(-xsinθcosσ+(y+Re)cosθ+zsinθsinσ)gHz=-μR3(xsinσ+zcosσ)]]>
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；Re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，
x→1=αcosγVαsinγVβT]]>
上式中，α、γV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，上标“-1”表示矩阵的逆：
g1(x→1)1,1=-cosα(tanβcosγV+αsecβsinγV)]]>
g1(x→1)1,2=sinα(tanβcosγV+αsecβsinγV)]]>
g1(x→1)1,3=cosγV]]>
g1(x→1)2,1=cosα(αsecβcosγV-tanβsinγV)]]>
g1(x→1)2,2=-sinα(αsecβcosγV-tanβsinγV)]]>
g1(x→1)2,3=sinγV]]>
g1(x→1)3,1=sinα]]>
g1(x→1)3,2=cosα]]>
g1(x→1)3,3=0]]>
其中，的定义如下式所示：
f→1(x→1)=cosγVf→11,1′-αsinγVf→12,1′sinγVf→11,1′+αcosγVf→12,1′f→13,1′]]>
上式中，
f→11,1′=-secβmv(mgHzsinγV+mgHycosγV+Q·S·CLa)]]>
f→12,1′=1mv[tanβcosγVmgHy+(tanθ+tanβsinγV)mgHz+(tanθsinγV+tanβ)Q·S·CLa]]]>
f→13,1′=1mv(mgHzcosγV-mgHysinγV)]]>
上式中，CLa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，
x→2=ωxωyωzT]]>
上式中，ωx、ωy和ωz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，上标“-1”表示矩阵的逆：
g2(t)=Q·S·l·CMxδzIxCMxδyIxCMxδxIxCMyδzIyCMyδyIyCMyδxIyCMzδzIzCMzδyIzCMzδxIz]]>
上式中，l为高超声速飞行器的参考长度；Ix、Iy和Iz分别为高超声速飞行器相对机体坐标系三轴的转动惯量；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；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；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：
f→2(x→1,x→2)=(Iy-Iz)ωyωzIx(Iz-Ix)ωxωzIy(Ix-Iy)ωxωyIz+Q·S·l·CMx0+CMxMaMa+CMxHH+CMxαα+CMxββIxCMy0+CMyMaMa+CMyHH+CMyαα+CMyββIy(CMz0+CMzMaMa+CMzHH+CMzαα+CMzββIz]]>
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。
式(1)中等号右边涉及到的变量，除上述说明中需要根据实际情况确定的变量外，其它变量均可以利用现有传感器等装置测量得到或计算得到。
与现有的制导控制方法相比，本发明具有以下优点：
1)本发明在推导高超声速飞行器一体化制导控制模型的过程中，将状态量x→1′=αβγVT]]>经过微分同胚变换为x→1=αcosγVαsinγVβT,]]>这样就使得一体化制导控制模型完全适用于高超声速飞 行器的俯冲段BTT(Bank-to-Turn，倾斜转弯)控制；
2)本发明提出的一体化制导控制方法充分考虑了高超声速飞行器质心运动和绕质心运动之间的耦合作用，显著提高高超声速飞行器的制导控制系统整体性能；
3)本发明设计的基于自适应块动态面反演控制律由于对一体化制导控制模型中的不确定性进行了估计，所以有较强的鲁棒性，而且其由于使用了一阶低通滤波器来计算和避免了由反演法本身引起的计算膨胀问题；
4)在传统的高超声速飞行器制导子系统和控制子系统设计过程中，为了达到期望的整体性能需要对各个子系统进行反复修正设计，而本发明所设计的一体化制导控制方法将制导子系统与控制子系统当作一个整体，因此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。
附图说明：
图1为本发明提供的一体化制导控制方法的原理示意图；
图2为仿真实验中高超声速飞行器的高度、速度和当地速度倾角变化曲线；
图3为仿真实验中高超声速飞行器的攻角、侧滑角和倾侧角变化曲线；
图4为仿真实验中高超声速飞行器的滚转角速率、偏航角速率和俯仰角速率变化曲线；
图5为仿真实验中高超声速飞行器的俯仰舵偏角、偏航舵偏角和滚转舵偏角变化曲线；
图6为仿真实验中高超声速飞行器的过载在机体系中分量的变化曲线；
图7为仿真实验中高超声速飞行器的位置在地面系中分量的变化曲线。
具体实施方式：
下面结合具体实施例，对本发明做进一步的说明。
图1为本发明提供的一体化制导控制方法的原理示意图。如图所示，首先由传感器测出高超声速飞行器相对于地面系的状态；接着，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推导出的一体化制导控制方法式(1)中去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。
本发明提供的一体化制导控制方法基于下式建立的高超声速飞行器一体化模型，该模型体现高超声速飞行器在俯冲段遵循的动力学和运动学规律：
x·F=x01x→·0=f→0(x→0)+g0(t)x→1*+Δ→x0x→·1=f→1(x→1)+g1(x→1)x→2+Δ→x1x→·2=f→2(x→1,x→2)+g2(t)u→+Δ→x2y→=xFx→0T---(2)]]>
其中，x→1*=αcosγVαsinγVT;]]>和分别为不确定未知有界函数向量；为一体化模型的输出。
其中，表示带落角约束的高超声速飞行器与目标的相对运动方程，由下式给出：
x·F=x01x→·=f→0(x→0)+g0(t)x→1*+Δ→x0]]>
其中，表示高超声速飞行器的绕质心运动学方程，由下式给出：
x→·1=f→1(x→1)+g1(x→1)x→2+Δ→x1]]>
其中，表示高超声速飞行器的绕质心动力学方程，由下式给出：
x→·2=f→2(x→1,x→2)+g2(t)u→+Δ→x2]]>
针对推导得到的高超声速飞行器的一体化模型(2)推导出一体化制导控制方法，如式(1)所示。在实际应用中，将高超声速飞行器的运动状态和控制参数代入式(1)中，计算得到高超声速飞行器的舵偏角。
利用本发明进行仿真实验，仿真条件包括下述1)至4)条：
1)仿真初始条件(即高超声速飞行器在俯冲段起点)设置为：地面系原点经纬度分别为φ0＝0°，λ0＝0°，高超声速飞行器在地面坐标系中的初始坐标为x＝0m，y＝30000m，z＝0m，速度倾角为θ＝0°，航迹偏航角为σ＝0°，速度为v＝1800m/s，俯仰角为偏航角为ψ＝0°，滚转角为γ＝0°，滚转角速度、偏航角速度和俯仰角速度分别为ωx＝ωy＝ωz＝0°；目标设置在地面，经纬度为φT＝1°，λT＝1°；
2)过程约束设置为：攻角α∈[0°,20°]，最大攻角变化率最大倾侧角变化率俯仰舵偏角δz∈[-30°,10°]，偏航舵偏角δy∈[-20°,20°]，滚转舵偏角δx∈[-20°,20°]，过载范围为n≤30g；
3)终端约束条件为落地时刻当地速度倾角γDF∈[-90,-60]°。
4)控制器参数选取为：
表1控制器参数表
参数值参数值参数值
kF0.8k1110k2110
k010.1k1220k2220
k020.08k1310k2350
e00.5τ110.05τ210.02
d00.05τ120.05τ220.02
υ150τ230.02
μ10.1υ250
μ20.1
图2为仿真实验中高超声速飞行器的高度、速度和当地速度倾角变化曲线。横坐标为时间，时间点0表示高超声速飞行器在俯冲段起点的时刻，纵坐标分别为高超声速飞行器的高度(上图)、速度(中图)和当地速度倾角(下图)。由高度变化曲线可知，高超声速飞行器到达目标时，高度接近于零；由速度变化曲线可知，高超声速飞行器到达目标时速度约为1400.5m/s；由当地速度倾角变化曲线可知，高超声速飞行器到达目标时当地速度倾角约为-69.3°，满足当地速度倾角γDF∈[-90,-60]°的约束条件。
图3为仿真实验中高超声速飞行器的攻角、侧滑角和倾侧角变化曲线。横坐标为时间，时间点0表示高超声速飞行器在俯冲段起点的时刻，纵坐标分别为高超声速飞行器的攻角(上图)、侧滑角(中图) 和倾侧角(下图)。由攻角变化曲线可知，攻角保持在[1.1,10.9]°范围，满足约束α∈[0°,20°]；由侧滑角变化曲线可知，其最大幅值约为0.6°左右，始终保持在较小的范围内变化，满足BTT控制的要求；由倾侧角变化可知，倾侧角大约在51s左右开始了BTT-180°的翻转。
图4为仿真实验中高超声速飞行器的滚转角速率、偏航角速率和俯仰角速率变化曲线。横坐标为时间，时间点0表示高超声速飞行器在俯冲段起点的时刻，纵坐标分别为滚转角速度(上图)、偏航角速度(中图)和俯仰角速度(下图)。由滚转角速度变化曲线和偏航角速度变化曲线可知，高超声速飞行器在倾侧翻转时，滚转角速度会发生较大的变化以产生所需的倾侧角，同时偏航角速度也会发生较大的变化，以消除由滚转耦合引起的侧滑角；由俯仰角速度变化曲线可知，俯仰角速度在初始俯冲时刻发生较大幅度变化以产生所需的攻角。
图5为仿真实验中高超声速飞行器的俯仰舵偏角、偏航舵偏角和滚转舵偏角变化曲线。横坐标为时间，时间点0表示高超声速飞行器在俯冲段起点的时刻，纵坐标分别为俯仰舵偏角(上图)、偏航舵偏角(中图)和滚转舵偏角(下图)。由俯仰舵偏角变化曲线可知，俯仰舵偏角在俯冲段初始时刻发生较大幅度变化以产生所需的俯仰角速度，而在剩余飞行时间维持在较小舵偏；由偏航舵偏角和滚转舵偏角变化曲线可知，在倾侧翻转时，偏航舵偏角和滚转舵偏角会发生较大的变化以产生相应的偏航角速度和滚转角速度，而在其余飞行时间它们都维持在较小舵偏。
图6为仿真实验中高超声速飞行器的过载在机体系中分量的变化曲线。横坐标为时间，时间点0表示高超声速飞行器在俯冲段起点的时刻，纵坐标分别为高超声速飞行器在机体系x轴(上图)、y轴(中图)和z轴(下图)方向所受到的过载。由三个方向的过载变化曲线可知，高超声速飞行器所受到的过载满足过载约束条件n≤30g。
图7为仿真实验中高超声速飞行器的位置在地面系中分量的变化曲线。横坐标为时间，时间点0表示高超声速飞行器在俯冲段起点的时刻，纵坐标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x轴(上图)、y轴(中图)和z轴(下图)方向的分量。由高超声速飞行器相对于地面系原点的位置分量的变化曲线可知，高超声速飞行器在整个飞行过程中，弹道变化平滑，落点偏差约为3.9m，达到制导控制的精度要求。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应该指出，对于本发明领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。