[發明專利]一種高空無人飛行器高精度再入制導方法

有效

• 申請號: 201711427494.1
• 申請日: 2017-12-26
• 公開（公告）號: CN108153323B
• 公開（公告）日: 2019-03-19
• 發明（設計）人: 喬建忠;張丹瑤;郭雷;朱玉凱;李振興
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 安麗

1.一種高空無人飛行器高精度再入制導方法，其特征在于：包括以下步驟：

第一步，完成再入段氣動參數不確定、大氣密度不確定及陣風干擾的多源干擾分析，并建立含有以上三種干擾的高空無人飛行器等價干擾動力學模型；

第二步，根據第一步中的所述動力學模型，設計非線性干擾觀測器對高空無人飛行器再入段受到的等價干擾進行估計，得到干擾估計值；

第三步，設計比例導引律，完成控制任務需求；

第四步，利用第二步的干擾估計值和第三步的比例導引律設計復合比例導引控制器，完成高空無人飛行器的高精度再入制導方法；

所述第一步中，完成再入段氣動參數不確定、大氣密度不確定及陣風干擾的多源干擾分析，并建立含有以上三種干擾的高空無人飛行器等價干擾動力學模型：

其中，地心到飛行器質心距離r、飛行器所在經度θ、飛行器所在緯度φ、飛行器相對地球速度V、航跡方向角ψ和航跡傾角γ；分別為r、θ、φ、V、ψ、γ的一階導數；σ為飛行器傾側角，g為引力加速度，d₁、d₂、d₃表示陣風等價干擾，d₄、d₅、d₆表示氣動參數不確定與大氣密度不確定的等價干擾；L與D分別表示升力加速度與阻力加速度，表達式形式如下：

其中，ρ為大氣密度，S是飛行器的參考面積，m為飛行器的質量，C_L與C_D分別為整體的升力系數與阻力系數，升力系數與阻力系數的氣動參數模型如下：

其中，M_a為馬赫數，α為攻角；C_L1、C_L2、C_L3、C_L4分別為升力系數的二階攻角系數、一階攻角系數、馬赫數系數、常數系數；C_D1、C_D2、C_D3、C_D4分別為阻力系數的二階攻角系數、一階攻角系數、馬赫數系數、常數系數；控制量選取為飛行器傾側角σ和攻角α；

將公式(1)轉化為如下狀態空間表達式：

其中，為x的一階導數；

所述第二步中，根據第一步中的動力學模型，設計非線性干擾觀測器對高空無人飛行器再入段受到的等價干擾進行估計，得到干擾估計值：

其中，為未知等價干擾d的干擾估計值，z為干擾觀測器中的中間變量，為z的一階導數，l(x)為待確定的觀測器增益，p(x)為待設計的變量矩陣，與觀測器增益l(x)有如下關系：

所述第三步中，設計比例導引律完成控制任務需求如下：

設計的比例導引律為：

其中，為飛行器的飛行角速度在垂直面內的投影角速度，為飛行器的飛行角速度在水平面內的投影角速度，k_d、k_t分別為垂直導引系數和水平導引系數，λ_D為飛行器垂直視線角，為垂直視線角加速度，λ_T為飛行器水平視線角，為水平視線角加速度；

根據比例導引律求得如下期望航跡方向角速度和航跡傾角速度

利用上式解算出的期望航跡方向角速度與期望航跡傾角速度通過對動力學模型(1)與氣動參數模型(2)，聯立解方程，計算出控制量飛行器傾側角σ和攻角α，根據狀態空間表達式(3)，得到比例導引等價系統輸入u；

所述第四步中，設計復合比例導引控制器u_e為：

其中，u為比例導引等價系統輸入，為未知等價干擾d的干擾估計值。