[發明專利]一種高超聲速飛行器再入末段姿態控制方法及系統

有效

• 申請號: 201910441100.0
• 申請日: 2019-05-24
• 公開（公告）號: CN110162071B
• 公開（公告）日: 2022-04-22
• 發明（設計）人: 常亞菲;吳宏鑫;黃煌;龔宇蓮
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/04
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 馬全亮

一種高超聲速飛行器再入末段姿態控制方法及系統，包括：(1)選取姿態跟蹤誤差作為被控輸出，結合控制目標及飛行器姿態動力學分析，建立三通道姿態誤差特征模型；(2)通過特征模型參數的時變結構特性分析，將動壓引入參數自適應更新律中，建立基于動壓的參數估計模型；(3)設計自適應輸出反饋控制結構，并結合期望的系統動態，確定控制器反饋系數。本發明具有對大范圍快時變環境的適應性強、控制精度較高且控制器結構簡單等優點，適用于高超聲速飛行器高速高機動再入時姿態高精度穩定控制。

技術領域

本發明屬航天航空領域，涉及一種適應大范圍快時變環境的高超聲速飛行器再入末段姿態控制方法及系統。

背景技術

高超聲速再入飛行器具有飛行速度快、反應時間短、機動性能強、飛行范圍廣、負載能力強等諸多優點，因而具有很高的軍事和民用價值。再入過程中，尤其再入末段，飛行器高度、速度發生劇烈變化，加之周圍稠密的大氣環境，飛行器的氣動特性、質心和慣性矩等均發生快速變化，導致高超聲速飛行器快時變特征極為顯著，使得高超聲速再入飛行器姿態控制系統設計面臨巨大的挑戰。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供了一種可適應大范圍快時變環境的高超聲速飛行器再入姿態控制方法，實現飛行環境大范圍快時變情況下姿態的穩定跟蹤，且利于工程實現。

本發明的技術解決方案是：

一種高超聲速飛行器再入末段姿態控制方法，步驟如下：

(1)選取姿態跟蹤誤差作為被控輸出，建立三通道姿態誤差特征模型；

(2)針對所述三通道姿態誤差特征模型，建立基于動壓的參數估計模型，設計特征模型參數自適應更新律；

(3)基于所述三通道姿態誤差特征模型以及所述特征模型參數自適應更新律，設計自適應輸出反饋控制結構，確定控制器參數；

(4)根據所述反饋控制結構以及控制器參數，實現高超聲速飛行器再入末段的姿態控制。

所述步驟(1)中三通道姿態誤差特征模型的建立，具體為：采用泰勒展開的離散化方法，建立攻角通道、側滑角和滾轉角通道的姿態特征模型為：

其中，k用來描述當前的離散時刻，具體為當前連續時刻與采樣周期的比值，e_α，e_β，e_γ分別為攻角跟蹤誤差、側滑角跟蹤誤差和滾轉角跟蹤誤差，δ_e(k)，δ_r(k)，δ_a(k)分別為升降舵偏角、方向舵偏角和副翼偏角，特征參量f_0i,f_1i,g_0i表達式如下

常數N_i0，T為采樣周期，N_α0，α,β,γ分別為攻角、側滑角和傾側角，Δ_α,Δ_β,Δ_γ分別為三通道的未建模動態及干擾項；

c₂,c₄,c₆為轉動慣量相關參數，Q為動壓，V為速度，S為參考面積，l為參考長度，C_mq,C_lp,C_nr,C_lp,C_nr,為氣動參數。

所述步驟(2)建立基于動壓的參數估計模型具體為：

(2.1)對特征參量g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)進行結構分解：