[發(fā)明專利]基于線性協(xié)方差模型預(yù)測控制的魯棒再入制導(dǎo)方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710370437.8
• 申請日: 2017-05-23
• 公開（公告）號: CN107121929B
• 公開（公告）日: 2020-02-21
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 羅建軍;靳鍇;袁建平;王明明;馬衛(wèi)華
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04;G05D1/10;G05D1/12
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責(zé)任公司 61200
• 代理人: 徐文權(quán)

本發(fā)明公開了一種基于線性協(xié)方差模型預(yù)測控制的魯棒再入制導(dǎo)方法，基于協(xié)方差理論與模型預(yù)測控制理論的再入飛行器的魯棒制導(dǎo)方法，將再入制導(dǎo)問題描述為最優(yōu)控制問題，通過采用協(xié)方差理論能夠快速精確計算落點誤差與控制指令之間的關(guān)系優(yōu)勢與模型預(yù)測控制理論中處理約束與優(yōu)化的優(yōu)勢相結(jié)合設(shè)計了一種能夠減小不確定因素與擾動對落點精度影響的魯棒性制導(dǎo)方法。

【技術(shù)領(lǐng)域】

本發(fā)明涉及一種基于線性協(xié)方差模型預(yù)測控制的魯棒再入制導(dǎo)方法。

【背景技術(shù)】

高超聲速滑翔式再入飛行器能夠利用飛行器的在軌時的機(jī)動能力，以及再入大氣時升力體式滑翔飛行的特點，可執(zhí)行超遠(yuǎn)程、極快速、高精確的投送任務(wù)，是國家重點發(fā)展的戰(zhàn)略高新技術(shù)。

由于再入環(huán)境復(fù)雜、高超聲速的高動態(tài)特性以及任務(wù)魯棒性、高精度的需求等因素，為實現(xiàn)超遠(yuǎn)程、極快速、高精確的投送任務(wù)的投送任務(wù)，再入制導(dǎo)成為其核心技術(shù)，而如何實現(xiàn)高精度的魯棒再入成為此類飛行器制導(dǎo)問題的核心技術(shù)，所以研究高超聲速再入飛行器的高精度魯棒制導(dǎo)具有重要價值。

在再入飛行器制導(dǎo)技術(shù)方面的研究主要可以分為：標(biāo)稱軌跡法和數(shù)值預(yù)測校正法。標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)方法是一種首先離線設(shè)計，通過最優(yōu)化方法，求解滿足約束與性能指標(biāo)要求的軌跡，然后在制導(dǎo)控制系統(tǒng)中預(yù)先裝訂選定的標(biāo)準(zhǔn)軌跡及相關(guān)參數(shù)，當(dāng)再入飛行器進(jìn)入大氣層后，制導(dǎo)系統(tǒng)通過對比當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)與標(biāo)準(zhǔn)軌道參數(shù)，通過得到誤差信號產(chǎn)生控制規(guī)律。其中比較典型的研究包括：Shen在其文章中研究了末速最大、總吸熱最小等性能指標(biāo)下跳躍式再入飛行器的軌跡優(yōu)化問題。Lu提出一種在軌三維約束再入軌道快速生成算法，利用升力式的準(zhǔn)平衡滑翔條件來設(shè)計縱向參考剖面，并將軌道分為初始下降段、準(zhǔn)平衡滑翔段與末端能量管理段，將軌道規(guī)劃問題轉(zhuǎn)化為攻角和傾斜角兩個單參數(shù)的搜索問題，提高了軌道生成速度。標(biāo)稱軌跡方法預(yù)設(shè)最優(yōu)軌跡，然而由于再入問題中存在各種不確定因素與擾動，將會使得飛行器不能按照最優(yōu)軌跡飛行，以至于預(yù)設(shè)性能無法達(dá)到，即該方法缺乏魯棒性。

數(shù)值預(yù)測制導(dǎo)則是根據(jù)導(dǎo)航系統(tǒng)測得的飛行器實際狀態(tài)實時進(jìn)行落點計算并與理論落點相比較，形成誤差信號輸入到制導(dǎo)方程，按設(shè)定的制導(dǎo)規(guī)律控制姿態(tài)角，改變升力方向，以實現(xiàn)對落點的精確控制。文獻(xiàn)針對低升阻比的Crew Exploration Vehicle飛行器，提出了利用能量的概念，將傾側(cè)角方案看作是能量的線性函數(shù)，利用剩余航程進(jìn)行預(yù)測制導(dǎo)，同時對縱向、側(cè)向分開制導(dǎo)的縱向模式和同時制導(dǎo)的三維模式進(jìn)行了分析，通過仿真證明，縱向模式具有較強的魯棒性。文獻(xiàn)針對航天飛機(jī)，利用準(zhǔn)平衡條件將再入約束轉(zhuǎn)化為控制變量約束，在縱向制導(dǎo)中利用剩余航程進(jìn)行預(yù)測校正制導(dǎo)，而在側(cè)向制導(dǎo)中，利用剩余航程及航向角誤差定義橫程，并將橫程邊界定義為速度的線性函數(shù)。數(shù)值預(yù)測法具有對初始誤差不敏感的優(yōu)點，且受飛行過程中各種偏差因素影響較小，抗干擾能力強，不足是解析預(yù)報落點精度不高，特別是對再入機(jī)動飛行器或航程較遠(yuǎn)的情況，且對氣動加熱、過載等指標(biāo)不具有最優(yōu)性。

傳統(tǒng)的制導(dǎo)方法存在較為明顯的不足。對于標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)，由于最優(yōu)軌跡離線生成，致使再入缺乏魯棒性，在過程受到擾動將會影響再入精度；對于預(yù)測校正方法，由于該方法在制導(dǎo)指令設(shè)計過程中降低了最優(yōu)性條件的約束，致使再入過程缺乏最優(yōu)性。為了滿足再入過程的飛行器及其軌跡具有抗擾動的魯棒性，所設(shè)計的軌跡能夠滿足再入過程熱載最小等性能指標(biāo)最優(yōu)性，需要提出一種兼顧魯棒性與最優(yōu)性制導(dǎo)方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

本發(fā)明的目的在于克服上述現(xiàn)有技術(shù)的缺點，提供一種基于線性協(xié)方差模型預(yù)測控制的魯棒再入制導(dǎo)方法，建立在考慮不確定因素下，落點精度與控制指令之間的關(guān)系，并由此設(shè)計出具有魯棒性的再入軌跡，從而實現(xiàn)在不確定因素存在與擾動出現(xiàn)的條件下的魯棒制導(dǎo)。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案予以實現(xiàn)：

基于線性協(xié)方差模型預(yù)測控制的魯棒再入制導(dǎo)方法，包括以下步驟：

1)建立三自由度再入飛行器動力學(xué)模型；

2)基于協(xié)方差的軌跡優(yōu)化；