[發(fā)明專(zhuān)利]一種基于自適應(yīng)控制的先進(jìn)數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011364615.4
• 申請(qǐng)日: 2020-11-27
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112525221B
• 公開(kāi)（公告）日: 2023-05-02
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 孟斌;唐青原;王曉磊;解永春;吳宏鑫
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類(lèi)號(hào): G01C25/00
• 分類(lèi)號(hào): G01C25/00
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專(zhuān)利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

一種基于自適應(yīng)控制的先進(jìn)數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法，(1)建立考慮地球自轉(zhuǎn)的航天器再入制導(dǎo)動(dòng)力學(xué)無(wú)量綱方程；(2)將飛行器的熱率限制、負(fù)載限制和動(dòng)壓限制轉(zhuǎn)化為高度參考值；(3)將飛行器縱向動(dòng)力學(xué)狀態(tài)進(jìn)行微分同胚變換，得到以航程和高度導(dǎo)數(shù)作為狀態(tài)的模型；(4)針對(duì)航程模型設(shè)計(jì)自抗擾制導(dǎo)律；(5)針對(duì)高度導(dǎo)數(shù)模型設(shè)計(jì)自抗擾制導(dǎo)律；(6)設(shè)計(jì)制導(dǎo)律。本發(fā)明所提出的方法可以用于高超聲速飛行器，(載人)飛船、深空探測(cè)進(jìn)入航天器、氣動(dòng)捕獲，具有較好的通用性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航空航天領(lǐng)域，特別是一種基于自適應(yīng)控制的先進(jìn)數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法。

背景技術(shù)

制導(dǎo)是航天器再入(進(jìn)入)的關(guān)鍵技術(shù)之一，也是目前國(guó)內(nèi)外航天領(lǐng)域的重點(diǎn)研究方向。由于在軌計(jì)算機(jī)性能的提高，數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法在軌應(yīng)用成為可能，因此也成為目前的研究熱點(diǎn)。目前，數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法是在每個(gè)制導(dǎo)周期，采用梯度法，由位置誤差求制導(dǎo)變量。為了使得制導(dǎo)變量收斂，在每個(gè)制導(dǎo)周期需要對(duì)動(dòng)力學(xué)積分多次，因此所需計(jì)算量大；并且當(dāng)存在不確定性時(shí)，難以保證梯度法收斂；針對(duì)路徑限制問(wèn)題，跟蹤高度參考量是當(dāng)前的最新技術(shù)，但是需要離線(xiàn)設(shè)計(jì)反饋系數(shù)，缺乏適應(yīng)性。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出了一種基于自適應(yīng)控制的先進(jìn)數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法，具有快速性、收斂性和適應(yīng)性，因此是一種先進(jìn)的數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法。本發(fā)明所提出的方法可以用于高超聲速飛行器，(載人)飛船、深空探測(cè)進(jìn)入航天器、氣動(dòng)捕獲，具有較好的通用性。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種基于自適應(yīng)控制的先進(jìn)數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法，步驟如下：

(1)建立考慮地球自轉(zhuǎn)的航天器再入制導(dǎo)動(dòng)力學(xué)無(wú)量綱方程；

(2)將飛行器的熱率限制、負(fù)載限制和動(dòng)壓限制轉(zhuǎn)化為高度參考值；

(3)將飛行器縱向動(dòng)力學(xué)狀態(tài)進(jìn)行微分同胚變換，得到以航程和高度導(dǎo)數(shù)作為狀態(tài)的模型；

(4)針對(duì)航程模型設(shè)計(jì)自抗擾制導(dǎo)律；

(5)針對(duì)高度導(dǎo)數(shù)模型設(shè)計(jì)自抗擾制導(dǎo)律；

(6)設(shè)計(jì)制導(dǎo)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(jīng)度和緯度，V表示地球相對(duì)速度，γ和ψ分別表示飛行路徑角和航向角，s表示預(yù)計(jì)航程；σ表示傾側(cè)角，為制導(dǎo)輸入；Ω表示地球自轉(zhuǎn)角速度；L和D分別表示氣動(dòng)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(zhì)量，C_L和C_D分別表示升力和阻力系數(shù)，ρ表示大氣密度，

ρ₀是在參考高度h₀處的大氣密度，β_r0，

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(fù)載a，和動(dòng)壓表達(dá)式分別為：

峰值熱率：

負(fù)載：

動(dòng)壓：

其中，k_Q是已知常數(shù)；a_max和分別表示熱率、負(fù)載和動(dòng)壓的限制。所述步驟(2)的轉(zhuǎn)化結(jié)果為：

其中：