[發明專利]高超聲速滑翔飛行器線性偽譜再入制導方法和系統

有效

• 申請號: 202111156806.6
• 申請日: 2021-09-30
• 公開（公告）號: CN113835442B
• 公開（公告）日: 2023-09-26
• 發明（設計）人: 楊良;陳萬春;王沖沖
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 北京超凡宏宇知識產權代理有限公司 11463
• 代理人: 安衛靜

本發明提供了一種高超聲速滑翔飛行器線性偽譜再入制導方法和系統，包括：將目標飛行器的縱向平面運動與橫向平面運動解耦，并建立目標飛行器的縱向平面動力學模型；基于微分平坦系統的狀態量所滿足的狀態方程，建立同時滿足最優控制算法下的最優解和微分平坦系統的終端約束的目標線性狀態方程組；基于偽譜離散法求解目標線性狀態方程組，得到目標飛行器的縱向平面運動的控制量；基于航向角誤差走廊確定目標飛行器在橫向運動平面上的航向角誤差控制量，并基于所述航向角誤差控制量構造傾側角翻轉邏輯；基于縱向平面運動的控制量和傾側角翻轉邏輯，對目標飛行器進行制導。本發明緩解了現有技術中存在的適應性差和效率低的技術問題。

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器軌跡控制技術領域，尤其是涉及一種高超聲速滑翔飛行器線性偽譜再入制導方法和系統。

背景技術

由于高超聲速滑翔飛行器在再入階段飛行器運動的空域大、速域寬并且姿態和軌跡變化非常劇烈，具有嚴重的耦合特性及不確定性。另外飛行器的再入過程除了要滿足與飛行任務相關的終端狀態約束條件之外，還要考慮到飛行器自身材料及結構的限制而引入熱流約束、動壓約束、過載約束等路徑約束以保證飛行過程的安全性，這就給再入制導律的設計帶來了巨大的挑戰。

隨著再入制導控制技術研究的深入，出現了許多再入制導方法，但是在本質上，再入制導方法可以分為兩大類：傳統的標稱軌跡制導和近年來發展的預測校正制導。標稱軌跡制導是基于偏差信號進行控制的一種制導方法，一般包括兩個部分：參考軌跡的離線規劃和實時軌跡的在線跟蹤。該方法的基本過程為：首先根據飛行任務的需求，離線規劃出一條再入參考軌跡，將該參考軌跡的相關參數存入彈載計算機中；在飛行器實際飛行過程中，通過導航系統測得飛行器實際的飛行軌跡參數，與事先存入計算機中的參考軌跡參數進行比較從而產生誤差信號，將該信號作為輸入根據所設計的制導方法通過計算得到控制指令，控制飛行器實時在線跟蹤參考軌跡。現有技術中關于標稱軌跡制導方法的主要缺點是過度依賴與預先規劃好的參考軌跡，適應性差，且求解過程一般為求解非線性方程組，效率低。

發明內容

有鑒于此，本發明的目的在于提供一種高超聲速滑翔飛行器線性偽譜再入制導方法和系統，以緩解現有技術中存在的適應性差和效率低的技術問題。

第一方面，本發明實施例提供了一種高超聲速滑翔飛行器線性偽譜再入制導方法，包括下降段制導和滑翔段制導；所述滑翔段制導包括：將目標飛行器的縱向平面運動與橫向平面運動解耦，并建立所述目標飛行器的縱向平面動力學模型；所述目標飛行器為高超聲速滑翔飛行器；所述縱向平面動力學模型為不考慮地球自轉影響的動力學模型；將所述縱向平面動力學模型的狀態量和終端約束，轉換為微分平坦系統的狀態量和終端約束；基于所述微分平坦系統的狀態量所滿足的狀態方程，建立同時滿足最優控制算法下的最優解和所述微分平坦系統的終端約束的目標線性狀態方程組；基于偽譜離散法求解所述目標線性狀態方程組，得到所述目標飛行器的縱向平面運動的控制量；基于航向角誤差走廊確定所述目標飛行器在橫向運動平面上的航向角誤差控制量，并基于所述航向角誤差控制量構造傾側角翻轉邏輯；基于所述縱向平面運動的控制量和所述傾側角翻轉邏輯，對所述目標飛行器進行制導。

進一步地，所述下降段制導包括：基于最大允許攻角和零傾角制導策略對所述目標飛行器進行制導。

進一步地，基于偽譜離散法求解所述目標線性狀態方程組，得到所述目標飛行器的縱向平面運動的控制量，包括：基于偽譜離散法求解所述目標線性狀態方程組，得到所述微分平坦系統的狀態量的求解值；基于所述微分平坦系統的狀態量和所述縱向平面動力學模型的控制量之間的關系，以及所述微分平坦系統的狀態量的求解值，得到所述縱向平面動力學模型的控制量。

進一步地，所述方法還包括：對所述微分平坦系統的狀態量的求解值進行誤差修正，包括：建立所述目標飛行器在考慮地球自轉影響的運動學模型；基于所述縱向平面動力學模型和所述運動學模型，確定關于地球自轉影響的修正量；基于所述修正量對所述微分平坦系統的狀態量的求解值進行誤差修正。