[發明專利]一種基于自適應控制的先進數值預測校正制導方法

有效

• 申請號: 202011364615.4
• 申請日: 2020-11-27
• 公開（公告）號: CN112525221B
• 公開（公告）日: 2023-05-02
• 發明（設計）人: 孟斌;唐青原;王曉磊;解永春;吳宏鑫
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G01C25/00
• 分類號: G01C25/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

1.一種基于自適應控制的先進數值預測校正制導方法，其特征在于步驟如下：

(1)建立考慮地球自轉的航天器再入制導動力學無量綱方程；

(2)將飛行器的熱率限制、負載限制和動壓限制轉化為高度參考值；

(3)將飛行器縱向動力學狀態進行微分同胚變換，得到以航程和高度導數作為狀態的模型；

(4)針對航程模型設計自抗擾制導律；

(5)針對高度導數模型設計自抗擾制導律；

(6)設計制導律；

所述步驟(1)建立的方程為：

其中，r表示地心距，θ和φ分別表示經度和緯度，V表示地球相對速度，γ和ψ分別表示飛行路徑角和航向角，s表示預計航程；σ表示傾側角，為制導輸入；Ω表示地球自轉角速度；L和D分別表示氣動升力和阻力，

R₀表示地球半徑，S_ref和m分別表示飛行器的參考面積和質量，C_L和C_D分別表示升力和阻力系數，ρ表示大氣密度，

ρ₀是在參考高度h₀處的大氣密度，β_r＜0，

h＝r-R₀????(5)

航天器再入中所考慮的在大氣飛行中的典型的路徑約束包括峰值熱率負載a，和動壓表達式分別為：

峰值熱率：

負載：

動壓：

其中，k_Q是已知常數；a_max和分別表示熱率、負載和動壓的限制；

所述步驟(2)的轉化結果為：

其中：

sinγ_ref＝max{sinγ,W₁,W₂,W₃}????(10)

其中，T表示制導周期；

所述步驟(3)得到的模型為：

其中，

y₁＝s，????(19)

所述步驟(4)的具體過程為：

則航程模型公式寫為

針對公式(25)，設計自抗擾自適應制導律，

其中，微分方程公式(26)的初值均選0；y₁＝s通過對動力學公式(1)積分得到；s_ref為當前位置距離和目標位置的距離

s_ref＝arccos(sinθ_Ssinθ+cosφ_Scosφcos(φ-φ_S))????(27)

其中，θ_S,φ_S是目標點的經緯度，由二階跟蹤微分器得到；l₁,l₂,l₃,k_d,k_p是待調整參數；

所述步驟(5)的具體過程為：

記U₂＝Lcosγcosσ????(28)

則高度導數模型公式(18)寫為

針對公式(30)，設計自抗擾自適應制導律：

其中，微分方程公式(31)的初值均選0；由步驟(2)公式(9)給出，由一階跟蹤微分器給出；由狀態量測和動力學方程公式(1)給出；p₁,p₂,k是待調整參數；

所述步驟(6)設計的制導律具體為：