[發(fā)明專利]一種滑翔飛行器高精度臨近最優(yōu)減速控制方法

在審

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• 申請日: 2022-01-15
• 公開（公告）號(hào): CN114489125A
• 公開（公告）日: 2022-05-13
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 楊垣鑫;許志;張遷;李嘉誠;曹顏欽
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/10
• 分類號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 金鳳

本發(fā)明公開了一種滑翔飛行器高精度臨近最優(yōu)減速控制方法，該方法的實(shí)際輸入條件是慣性導(dǎo)航器件提供的滑翔飛行器當(dāng)前飛行時(shí)間、位置矢量、速度矢量，利用飛行器參數(shù)及初始指令序列，通過數(shù)值積分得到初始飛行軌跡參數(shù)及終端偏差量；然后通過飛行軌跡參數(shù)求解出狀態(tài)敏感度矩陣序列，從而根據(jù)逆序遞歸格式快速得到指令反饋矩陣；根據(jù)基函數(shù)更新量，再次通過數(shù)值求得終端偏差量，重復(fù)上述步驟進(jìn)行多次快速迭代，得到滿足終端偏差的新指令序列，根據(jù)目標(biāo)點(diǎn)參數(shù)及基準(zhǔn)指令解算新的指令角，可構(gòu)成指令更新閉環(huán)格式，且求解過程具有快速性、可靠性的重要特性，因此能夠高效的實(shí)現(xiàn)高精度減速控制的目的。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種最優(yōu)減速控制方法。

背景技術(shù)

國內(nèi)現(xiàn)有的關(guān)于滑翔飛行器減速控制方法主要研究思想是由原本制導(dǎo)指令和減速機(jī)動(dòng)指令相結(jié)合的方式以形成機(jī)動(dòng)減速制導(dǎo)形式。對于滑翔飛行器，由于沒有外部動(dòng)力輔助，其能量是單調(diào)減小的，只能夠通過氣動(dòng)力控制使其滿足高精度速度管控能力，對制導(dǎo)方法的要求較高。現(xiàn)有的方法主要集中在以下幾點(diǎn)：一、加裝反向助推器，利用反向推力快速減速；二、利用軌跡規(guī)劃策略，通過增加飛行距離，達(dá)到減速控制目的；三、控制飛行器縱軸以允許的最大攻角繞速度矢量旋轉(zhuǎn)，利用空氣動(dòng)力進(jìn)行減速。但是這些方法對速度管控精度各有差異，且存在限制條件，無法形成精度高且適用性廣的減速控制方法。

目前滑翔飛行器減速控制存在的不足之處。由于加裝反向助推器會(huì)造成硬件設(shè)備增加、系統(tǒng)復(fù)雜度上升；軌跡規(guī)劃方法中的飛行距離與飛行速度之間的精確關(guān)系難以得到，導(dǎo)致控制精度較低；而最大攻角繞速度旋轉(zhuǎn)會(huì)造成較大的位置偏差，難以滿足預(yù)定任務(wù)。

發(fā)明內(nèi)容

為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供了一種滑翔飛行器高精度臨近最優(yōu)減速控制方法，該方法的實(shí)際輸入條件是慣性導(dǎo)航器件提供的滑翔飛行器當(dāng)前飛行時(shí)間、位置矢量、速度矢量，利用飛行器參數(shù)及初始指令序列，通過數(shù)值積分得到初始飛行軌跡參數(shù)及終端偏差量；然后通過飛行軌跡參數(shù)求解出狀態(tài)敏感度矩陣序列，從而根據(jù)逆序遞歸格式快速得到指令反饋矩陣；根據(jù)基函數(shù)更新量，再次通過數(shù)值求得終端偏差量，重復(fù)上述步驟進(jìn)行多次快速迭代，得到滿足終端偏差的新指令序列，根據(jù)目標(biāo)點(diǎn)參數(shù)及基準(zhǔn)指令解算新的指令角，可構(gòu)成指令更新閉環(huán)格式，且求解過程具有快速性、可靠性的重要特性，因此能夠高效的實(shí)現(xiàn)高精度減速控制的目的。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案包括如下步驟：

步驟1：構(gòu)建滑翔飛行器離散動(dòng)力學(xué)模型；

步驟1-1：滑翔飛行器的動(dòng)力學(xué)模型屬于非線性時(shí)變微分方程組，建立非線性離散系統(tǒng)，其狀態(tài)方程和輸出方程分別為式(1)和(2)：

X_n+1＝F_n(X_n，U_n) (1)

Y_n＝H_n(X_n) (2)

其中離散系統(tǒng)的狀態(tài)向量、控制向量和輸出向量分別為和X_n表示當(dāng)前狀態(tài)向量，U_n表示當(dāng)前控制向量，Y_n表示當(dāng)前輸出向量，時(shí)域離散節(jié)點(diǎn)n＝1,2,3，…，N-1，N，其中N為系統(tǒng)終端時(shí)刻對應(yīng)的節(jié)點(diǎn)個(gè)數(shù)；F_n(.)表示下一離散點(diǎn)時(shí)刻的狀態(tài)，H_n(.)表示輸出方程，p、q、s分別表示狀態(tài)向、控制量、輸出量的維數(shù)；

步驟1-2：定義終端時(shí)刻的輸出向量Y_N與理想輸出向量之差：

步驟1-3：根據(jù)式(1)應(yīng)用Euler積分法則得到滑翔飛行器動(dòng)力學(xué)模型的離散系統(tǒng)狀態(tài)方程為：