一种基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导方法与流程

技术特征：
1.一种基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，根据高超声速飞行器的非线性运动学和动力学特征，建立含有多源干扰的飞行器三自由度非线性模型，并对多源干扰进行表征；第二步，在所述飞行器三自由度非线性模型与多源干扰表征的基础上，设计滑模干扰观测器对集总干扰进行在线估计，所述集总干扰包括大气密度不确定性及气动参数不确定性；第三步，根据飞行器当前时刻的飞行状态和控制输入分别设计纵向制导律和侧向制导律，纵向制导采用预测校正的制导方法确定倾侧角幅值，侧向制导采用基于航迹偏角误差走廊的制导方法确定倾侧角符号，并利用拟平衡滑翔条件和干扰估计值，将热流密度、过载和动压约束转化为倾侧角幅值约束，保证满足过程约束；第四步，根据干扰估计值及预测校正制导的输出值设计复合制导律，并最终完成基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导。2.根据权利要求1所述的一种基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导方法，其特征在于：所述第一步中，建立含有多源干扰的飞行器三自由度非线性模型，所述多源干扰包括大气密度不确定性及气动参数不确定性，具体步骤如下：(1)基于飞行器运动学和动力学模型，将质心运动的相关状态变量以微分方程组的形式表示：其中，r为无量纲地心距，无量纲参数为地球半径r
e
，θ为经度，φ为纬度，v为无量纲速度，无量纲参数为g0为地球表面重力加速度，γ为航迹倾角，ψ为航迹偏角，σ为倾侧角，τ为无量纲时间，无量纲参数为ω为无量纲地球自转角速度，无量纲参数为
f表示大气密度不确定性和升力系数不确定性引起的等效干扰，l、d分别为升力加速度和阻力加速度，表达式如下：速度和阻力加速度，表达式如下：其中，ρ
′
为大气密度，c
′
l
为升力系数，c
′
d
为阻力系数，s为机翼参考面积，m为飞行器质量；(2)在标称大气和气动模型的基础上，引入大气密度不确定性和气动参数不确定性；考虑如下大气密度不确定性和气动参数不确定性：ρ
′
＝(1 δρ)ρc
′
l
＝(1 δc
l
)c
l
c
′
d
＝(1 δc
d
)c
d
其中，ρ为标称大气密度，c
l
为标称升力系数，c
d
为标称阻力系数，δρ为大气密度不确定性，δc
l
为升力系数不确定性，δc
d
为阻力系数不确定性。3.根据权利要求1所述的一种基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导方法，其特征在于：所述第二步中，在所述飞行器三自由度非线性模型与干扰表征的基础上，设计滑模干扰观测器对集总干扰进行估计：忽略地球自转影响，航迹倾角动态方程可简化为：假设航迹倾角通道存在的干扰f的一阶导数有界，记为g，即设计如下滑模干扰观测器如下：设计如下滑模干扰观测器如下：设计如下滑模干扰观测器如下：其中，z1和z2为滑模干扰观测器状态变量，其一阶导数分别为和c1和c2为滑模干扰观测器的增益，且c1＞0和c2＞1，g为干扰f的一阶导数的上界，为干扰f的估计值，sign(
·
)表示取符号函数。4.根据权利要求1所述的一种基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导方法，其特征在于：所述第三步中，设计纵向制导律和侧向制导律，并利用拟平衡滑翔条件和干扰估计值，将热流密度、过载和动压约束转化为倾侧角幅值约束，保证满足过程约束，具体包括如下步骤：(1)纵向制导采用预测校正的制导方法确定倾侧角幅值，具体如下；定义待飞航程s为飞行器当前位置到目标位置之间大圆弧的大小，单位为弧度，忽略航迹偏角与当前位置到目标位置的视线方位角之间的偏差时，待飞航程s的微分方程简化为
考虑到飞行器再入过程结束时间τ
f
难以确定，同时再入过程更加关注能量耗散方式，因此，引入类能量变量e，定义如下：其中，e表示单位质量机械能的负值，表示单位质量的势能，其零势能点位于无穷远处，表示单位质量动能的负值；三自由度方程σ1和微分方程σ2表示成如下关于自变量e的微分方程：其中，y＝[r,θ,φ,γ,ψ,s]
t
；根据当前时刻的飞行状态y和虚拟控制输入σ，对微分方程σ3进行积分，得到终端待飞航程s
f
，随后采用线性模型σ4校正倾侧角幅值，即可得到校正后的倾侧角幅值|σ(e)|，具体形式如下：其中，为初始能量，r0为初始地心距，v0为初始速度；为终端能量，r
f
为期望终端地心距，v
f
为期望终端速度，σ
f
为常值，表示期望终端倾侧角，σ0为待求解的倾侧角变量；方程σ4中，一旦变量σ0确定，倾侧角幅值|σ(e)|随即确定；考虑到飞行器再入过程应该当满足终端约束：其中，为期望终端待飞航程；上述终端约束转化为如下零点求解问题：进一步转化为h(σ0)最小值求解问题：其中，h(σ0)为非线性函数；以下采用牛顿法求解σ0：
其中，表示步长，k表示当前迭代次数；牛顿法求解结束条件为：其中，ε＞0为计算允许误差；(2)侧向制导采用基于航迹偏角误差走廊的制导方法确定倾侧角符号，具体如下：定义航迹偏角误差δψ为：δψ＝ψ-φ其中，ψ为航迹偏角，φ为当前位置到目标位置的视线方位角，计算方式如下：φ＝sin(θ-θ0)/(cos(ψ0)tan(ψ)-cos(θ-θ0)sin(θ0))其中，θ0为初始经度，ψ0为初始航迹偏角；定义一种以待飞航程s为自变量的航迹偏角误差走廊，具体内容如下：c
d
＝-c
u
其中，c
u
为走廊上边界，c
d
为走廊下边界，单位为弧度，s为待飞航程，单位为弧度；为了保证侧向制导精度，当航迹偏角误差超过误差走廊边界值时，倾侧角符号翻转一次，即：σ5:sign(σ)＝-sign(δψ)(3)利用拟平衡滑翔条件和干扰估计值，将热流密度、过载和动压约束转化为倾侧角幅值约束；再入过程应当满足热流密度、过载和动压约束等过程约束条件，具体形式如下：其中，分别表示热流密度、过载和动压，分别表示最大允许热流密度、最大允许过载和最大允许动压，k
q
表示热流密度系数；结合大气密度模型，上述过程约束进一步转化为高度-速度走廊，具体如下：
其中，h为高度，单位为米，g(
·
)表示大气密度的反函数；再入过程中，航迹倾角很小且变化缓慢，近似认为同时忽略地球自转和滑模干扰观测器估计误差，将航迹倾角通道的动态方程进行简化，得到拟平衡滑翔条件，具体如下：根据实际情况，给定一个较小的倾侧角下边界约束值σ
e
，得到拟平衡滑翔约束：其中，σ
e
＞0为给定常值，表示倾侧角下边界约束值；根据拟平衡滑翔条件σ7，高度-速度走廊σ6的约束转换成倾侧角幅值的约束，具体内容如下：其中，分别表示热流密度、动压和过载约束对应的倾侧角最大幅值；取可得倾侧角约束σ8:σ
e
≤|σ|≤|σ|
max
其中，min{
·
}表示最小值；同时再入过程满足如下终端约束条件：同时再入过程满足如下终端约束条件：其中，r
f
、v
f
分别表示终端地心距、速度,分别表示期望地心距、速度；根据公式σ4、σ5和σ8即可得到倾侧角指令：5.根据权利要求1所述的一种基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导方法，其特征在于：所述第四步，根据干扰估计值及预测校正制导的输出值设计复合制导律，完成
基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导：设计如下复合制导律：u0＝cos(σ
b
)其中，σ
b
为预测校正制导的输出，u0为虚拟控制信号，u为复合控制信号，为干扰f的估计值。

技术总结
本发明涉及一种基于滑模干扰观测器的飞行器预测校正复合制导方法，包括以下步骤：第一步，根据高超声速飞行器的非线性运动学和动力学特征，建立含有多源干扰的飞行器三自由度非线性模型，并对多源干扰进行表征；第二步，设计滑模干扰观测器对集总干扰进行快速在线估计；第三步，根据飞行器当前时刻的飞行状态和控制输入分别设计纵向制导律和侧向制导律，并利用拟平衡滑翔条件和干扰估计值，将热流密度、过载和动压约束转化为倾侧角幅值约束，保证满足过程约束；第四步，根据干扰估计值及预测校正制导的输出值设计复合制导律，并最终完成制导方法设计。本发明抗干扰能力强、制导精度高，适用于无动力再入的多种类型高超声速飞行器。行器。行器。


技术研发人员：郭雷 王智慧 王陈亮 乔建忠
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2021.10.20
技术公布日：2022/1/6