一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法

摘要

本发明涉及一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法。该方法针对含有气动参数不确定性及外部干扰的高超声速飞行器巡航段制导问题，首先，建立含有气动参数不确定性及外部干扰的高超声速飞行器巡航段制导模型；其次，设计干扰观测器对高超声速飞行器受到气动参数不确定性及外部干扰组成的等价干扰进行估计；再次，设计比例导引律，使得高超声速飞行器能够经过指定航路点；最后，将等价干扰估计值通过前馈通道予以抵消，并与比例导引律进行复合，构造出一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法。本发明具有工程实用性强、抗干扰性高等优点，适用于高超声速飞行器巡航段制导。

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法，可以解决具有气动参数不确定性及外部干扰的高超声速飞行器巡航段制导问题。

背景技术

高超声速巡航飞行器因其能够快速、精准的攻击目标等优点，具有重大的战略意义及应用价值，越来越多的受到国内外专家学者的关注，因此高超声速飞行器巡航段制导问题近年来成为一个研究热点。

然而，高超声速飞行器巡航段制导面临着巨大的挑战。首先，由于风洞模拟不能够完全模拟飞行器的气动特性，飞行试验不足以精确分析飞行器在飞行过程中气动参数的变化，导致高超声速飞行器建模存在较大的不确定性；其次，由于高超声速飞行器所处环境的复杂多变，未知的外部干扰会对高超声速飞行器产生扰动。这些气动参数不确定性和外部干扰会给高超声速飞行器巡航段制导带来严重影响，使之无法完成制导任务。因此高超声速飞行器巡航段抗干扰制导是一项关键技术。

目前，针对高超声速飞行器巡航段制导问题，国内外专家学者提出很多制导方法，其中比例导引制导方法因其设计简单且对发射瞄准时的初始条件要求不严等优点，在实际工程中得到了广泛的应用。专利申请号201310331241.1中提出一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法，但该专利单一考虑风干扰，未考虑系统气动参数不确定性对制导精度的影响；专利申请号201410068728.8中提出一种基于姿态序列解算的飞行器新型实时制导方法，但该专利对飞行器的制导模型进行了大量的简化，导致飞行器的建模误差较大，严重影响制导精度；专利申请号201610306205.1中提出一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法，但该专利研究的是火星着陆器的制导方法，模型与本专利存在较大区别。论文《高超声速飞行器巡航段多约束制导方法》通过建立平衡条件，设计了满足多约束条件的最优制导律，但该论文未考虑干扰对高超声速飞行器巡航段制导的影响。综上所述，现有方法无法解决对于含有气动参数不确定性和外部干扰的高超声速飞行器巡航段下的制导问题。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对高超声速飞行器巡航段受到由气动参数不确定性及外部干扰带来的影响，提出了一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法，解决了高超声速飞行器巡航段因受干扰导致制导精度降低的问题，提高系统的制导精度，具有工程实用性强、抗干扰性高的优点。

本发明及技术解决方案为：一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法，其实现步骤如下：

第一步，建立含有气动参数不确定性及外部干扰的高超声速飞行器巡航段制导模型如下：

其中，V为高超声速飞行器相对于地球的速度，为飞行器加速度，θ为速度倾角，为速度倾角速度，σ为偏航角，为偏航角速度，r为地心距，为高超声速飞行器在地心距方向的速度分量，λ和分别为地球的经纬度，和分别为高超声速飞行器在经度和纬度方向的速度分量，ν为倾侧角，α为攻角，P、L、D分别为高超声速飞行器所受到的推力、升力及阻力，m为高超声速飞行器的质量，μ_m为地球引力常数，d₁、d₂、d₃为由于气动参数不确定性及外部干扰组成的相对于飞行器加速度、速度倾角速度及偏航角速度的等价干扰。升力L、阻力D、推力P的表达式分别为：

L＝C_LρV²S/2

D＝C_DρV²S/2

P＝C_PρV²S/2

其中，S为参考机翼面积，ρ为空气密度，升力系数C_L、阻力系数C_D及推力系数C_P分别为：

C_P＝βδ_P

其中β均为已知常数，δ_P为油门开度，制导参数为倾侧角ν、攻角α以及油门开度δ_P。将上述模型简写为：

其中状态控制输入u＝[ν α δ_P]^T，干扰d＝[d₁>2>3]^T为由气动参数不确定性及外部干扰组成的相对于系统的等价干扰，满足σ为正常数。函数f(x)、g₁(u)、g₂(x)的具体表达式分别为：

f(x)＝[f₁(x)>2(x)>3(x)>4(x)>5(x)>6(x)]^T，

f₆(x)＝Vcosθcosσ/r。

第二步，设计干扰观测器对高超声速飞行器受到的由气动参数不确定性及外部干扰组成的等价干扰进行估计：

其中，状态为等价干扰d的估计值，z为干扰观测器的中间变量，为中间变量z的一阶导数，p(x)为待设计的变量，l(x)为干扰观测器的增益，函数f(x)、g₁(u)、g₂(x)的具体表达式分别为：

f(x)＝[f₁(x)>2(x)>3(x)>4(x)>5(x)>6(x)]^T

f₆(x)＝Vcosθcosσ/r。

第三步，设计比例导引律，使得高超声速飞行器能够经过指定航路点：

根据质点圆周运动理论及高超声速飞行器等高飞行的前提条件，可得倾侧角ν的正切值为：

因此制导参数倾侧角ν幅值具体表述为：

其中，λ_T为飞行器当前位置与航路点之间的视线角，为视线角加速度，γ_T为速度在水平面内的方位角，为速度在水平面内的方位角加速度，g为重力加速度，V为高超声速飞行器相对于地球的速度，k为导航比，为已知常数。

高超声速飞行器实现等高飞行的条件是速度倾角θ的初始值及速度倾角角速度均为零，因此等高飞行的平衡方程为：

高超声速飞行器实现等速飞行的条件是是推力在速度方向上的分量Pcosα与阻力D相等，因此等速飞行的平衡方程为：

Pcosα＝D(2)

通过等高飞行条件(1)及求得的倾侧角ν，可联立解方程，求得攻角α，再根据求得的攻角α及等速飞行条件(2)，联立解方程，计算出油门开度δ_P。

第四步，将第二步中观测到的等价干扰估计值通过前馈通道予以抵消，并与第三步中设计的比例导引律进行复合，构造出一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导律为：

将上式代入第三步中制导参数倾侧角ν的表达式，可得复合比例导引下的倾侧角ν₁为：

通过复合第三步中给出的等高等速的飞行方程(1)和(2)与第二步中得到的等价干扰的估计值得到复合的等高飞行方程为：

得到复合的等高飞行方程为：

通过复合后的等高飞行条件(3)及求得的复合比例导引下的倾侧角ν₁，可联立解方程，求得复合比例导引下的攻角α₁，再根据求得的复合比例导引下的攻角α₁及复合的等速飞行条件(4)，联立解方程，计算出复合比例导引下的油门开度δ_P1。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明的一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法，针对现有高超声速飞行器巡航段制导方法的抗干扰性差的特点，设计干扰观测器对气动参数不确定性和外部干扰进行估计和补偿，并与比例导引方法进行复合，构造出一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法，使得高超声速飞行器巡航段具有抗干扰性强，制导精度高的特点，从而保证高超声速飞行器能够精准的完成制导任务。

附图说明

图1为本发明一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法的设计流程图。

具体实施方式

本发明所述的一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法设计步骤为：首先，建立含有气动参数不确定性及外部干扰的高超声速飞行器巡航段制导模型；其次，设计干扰观测器对高超声速飞行器受到气动参数不确定性及外部干扰组成的等价干扰进行估计；再次，设计比例导引律，使得高超声速飞行器能够经过指定航路点；最后，将等价干扰估计值通过前馈通道予以抵消，并与比例导引律进行复合，构造出一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法。具体实施步骤如下：

第一步，建立含有气动参数不确定性及外部干扰的高超声速飞行器巡航段制导模型如下：

其中，V为高超声速飞行器相对于地球的速度，取值为1806m/s，为飞行器加速度，θ为速度倾角，取初值为0rad，为速度倾角速度，σ为偏航角，取初值为0.3rad，为偏航角速度，r为地心距，取初值为6386km，为高超声速飞行器在地心距方向的速度分量，λ和分别为地球的经纬度，和分别为高超声速飞行器在经度和纬度方向的速度分量，ν为倾侧角，α为攻角，P、L、D分别为高超声速飞行器所受到的推力、升力及阻力，m为高超声速飞行器的质量，取值为35828kg，μ_m为地球引力常数，d₁、d₂、d₃为由于气动参数不确定性及外部干扰组成的相对于飞行器加速度、速度倾角速度及偏航角速度的等价干扰。升力L、阻力D、推力P的表达式分别为：L＝C_LρV²S/2，D＝C_DρV²S/2，P＝C_PρV²S/2。其中，S为参考机翼面积，取值为149.4m²，ρ为空气密度，取初始值为0.01841kg/m³，C_L、C_D、C_P分别为升力系数、阻力系数及推力系数。具体表达式分别为：

C_L＝-0.0005225×α²+0.03506×α-0.13372

C_D＝0.0001432×α²+0.00558×α+0.15752

C_P＝0.162×δ_P

其中δ_P为油门开度，取值0≤δ_P≤1。制导参数为倾侧角ν、攻角α以及油门开度δ_P。将上述模型简写为：

其中，状态控制输入u＝[ν α δ_P]^T，干扰d＝[d₁>2>3]^T为由气动参数不确定性及外部干扰组成的相对于系统的等价干扰，满足σ为正常数。函数f(x)、g₁(u)、g₂(x)的具体表达式分别为：

f(x)＝[f₁(x)>2(x)>3(x)>4(x)>5(x)>6(x)]^T，

f₆(x)＝Vcosθcosσ/r。

第二步，设计干扰观测器对高超声速飞行器受到的由气动参数不确定性及外部干扰组成的等价干扰进行估计：

其中，状态为等价干扰d的估计值，z为干扰观测器的中间变量，函数f(x)、g₁(u)、g₂(x)的具体表达式分别为：

f(x)＝[f₁(x)>2(x)>3(x)>4(x)>5(x)>6(x)]^T

f₆(x)＝Vcosθcosσ/r。

令估计误差为则估计误差动态方程为：

因此，只需设计一个合适的观测器增益l(x)使得估计误差e收敛。优选地，观测器增益取值l(x)>1/2，如选l(x)＝[0.7 0.8 0.6 0 0 0]，则p(x)＝[0.7(x₁-1.5)>2-1)>3+1)>T，x₁、x₂、x₃分别代表高超声速飞行器巡航段系统模型中的速度V、速度倾角θ、偏航角σ。

第三步，设计比例导引律，使得高超声速飞行器能够经过指定航路点：

根据质点圆周运动理论及高超声速飞行器等高飞行的前提条件，可得倾侧角ν的正切值为：

因此制导参数倾侧角ν幅值具体表述为：

其中，导航比k取值3≤k≤6，λ_T为飞行器当前位置与航路点之间的视线角，为视线角加速度，γ_T为速度在水平面内的方位角，为速度在水平面内的方位角加速度，g为重力加速度，V为高超声速飞行器相对于地球的速度。视线角速度的表达式为V_x、V_z及X、Z分别为飞行器速度与位置在x轴与y轴方向的分量。

高超声速飞行器实现等高飞行的条件是速度倾角θ的初始值及速度倾角角速度θ均为零，因此等高飞行的平衡方程为：

高超声速飞行器实现等速飞行的条件是是推力在速度方向上的分量Pcosα与阻力D相等，因此等速飞行的平衡方程为：

Pcosα＝D(2)

通过等高飞行条件(1)及求得的倾侧角ν，联立解方程，求得攻角α，再根据求得的攻角α及等速飞行条件(2)，联立解方程，计算出油门开度δ_P。

第四步，将第二步中观测到的等价干扰估计值通过前馈通道予以抵消，并与第三步中设计的比例导引律进行复合，构造出一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导律

将上式代入第三步中制导参数倾侧角ν的表达式，可得复合比例导引下的倾侧角ν₁为：

通过复合第三步中给出的等高等速的飞行方程(1)和(2)与第二步中得到的等价干扰的估计值得到复合的等高飞行方程为：

得到复合的等高飞行方程为：

通过复合后的等高飞行条件(3)及求得的复合比例导引下的倾侧角ν₁，可联立解方程，求得复合比例导引下的攻角α₁，再根据求得的复合比例导引下的攻角α₁及复合的等速飞行条件(4)，联立解方程，计算出复合比例导引下的油门开度δ_P1。

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。