CN106774375A - 一种临近空间高超声速飞行器btt制导控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法，所述制导控制方法包括：S1：通过滚转通道的副翼控制量建立滚转通道和偏航通道的联合控制模型，通过俯仰控制量建立俯仰通道的控制模型；S2：以飞行器的动力学参数为基础建立BTT制导的非线性状态方程，将所述非线性状态方程转化为状态依赖的类线性结构；S3：采用黎卡提方程控制方法根据所述状态依赖的类线性结构得到飞行器滚转通道、偏航通道和俯仰通道的制导律模型，本发明解决了临近空间高超声速飞行器BTT控制中多通道交叉耦合的问题，能够满足临近空间高超声速飞行器高精度控制的需要。

Description

一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器制导领域。更具体地，涉及一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法。

背景技术

常规的全动舵面机动飞行器在再入飞行过程中，舵缝隙和舵轴附近的热环境特别恶劣，飞行器舵轴在承受巨大的弯扭力矩的同时还必须解决其所面临严重的烧蚀防热问题，舵的设计往往成为影响飞行器战术性能的严重制约因素。FLAP舵的成功应用解决了舵烧蚀过热的问题，而且国外已有许多成功案例，如美国HTV-1气动外形为双锥削面升力体构形，在其尾部安装了FLAP舵；类乘波构形的HTV-2迎风面同样采用了FLAP舵作为气动舵，并搭配安装于飞行器底部的RCS共同进行飞行器的操纵。

但是，目前在采用FLAP舵的临近空间高超声速飞行器BTT制导控制过程中，飞行器的横滚角速度的存在必然会对姿态控制产生非常不利的横滚诱导力矩,而且这种耦合作用会随着横滚角速度的增加而增强，给制导控制系统设计带来新的难题。

因此，需要提供一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法，考虑横滚角速度对飞行器姿态带来的耦合作用，进行BTT制导系统设计，提高BTT制导控制精度。

发明内容

本发明要解决的一个技术问题是提供一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法，解决临近空间高超声速飞行器BTT制导多通道交叉耦合的控制问题，提高BTT制导的控制精度。

为解决上述技术问题，本发明采用下述技术方案：

本发明公开了一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法，其特征在于，所述制导控制方法包括：

S1：通过滚转通道的副翼控制量建立滚转通道和偏航通道的联合控制模型，通过俯仰控制量建立俯仰通道的控制模型；

S2：以飞行器的动力学参数为基础建立BTT制导的非线性状态方程，将所述非线性状态方程转化为状态依赖的类线性结构；

S3：采用黎卡提方程控制方法根据所述状态依赖的类线性结构得到飞行器滚转通道、偏航通道和俯仰通道的制导律模型。

优选地，所述S1包括：

S11：通过副翼控制量建立滚转通道和偏航通道的数学模型为

其中，c₁、c₂、c₃、b₄、b₁、b₂、b₇为动力学参数，ω_x为滚转角速度，ω_y为俯仰角速度，β为侧滑角，δ_x副翼控制量，为滚转角变化率，为侧滑角变化率，为滚转角速度变化率，为俯仰角速度变化率；

S12：根据滚动角反馈、滚动角速率反馈、侧滑角反馈和偏航角速率反馈建立联合控制模型为

δ_x＝K_r1(γ_c-γ)+K_r2ω_x+K_r3β+K_r4ω_y

其中，K_r1＜0、K_r2＞0、K_r3＞0和K_r4＞0均为负反馈增益，γ_c为滚转角指令，γ为滚转角；

S13：通过俯仰控制量建立俯仰通道的数学模型为

其中，a₁、a₂、a₃、a₄、a₅为动力学参数，为攻角变化率，ω_z为偏航角速度，α为攻角，δ_z为俯仰控制量，为偏航角速度变化率；

S14：建立俯仰通道的控制模型为

其中，α_c为攻角命令，K_p1＜0、K_p2＞0和K_p3＜0为反馈增益系数。

优选地，所述S2包括：

S21：以BTT的动力学参数为基础建立BTT的非线性状态方程，

取状态变量x＝[α β γ ω_x ω_y ω_z]^T，控制量u＝[δ_x δ_z]^T；

当u＝[0 0]^T时，

其中， ψ为偏航角；

当u＝[1 0]^T时，

B₁(x)＝[0 0 0 -c₃ -b₇ 0]^T，

当u＝[0 1]^T时，

B₂(x)＝[-a₅ 0 0 0 0 -a₃]^T，

由此，

S22：将所述非线性状态方程转化为状态依赖的类线性结构，所述类线性结构为

优选地，所述S3包括：

S31：设所述类线性结构的代价函数为

其中，Q(x)是半正定矩阵，R(x)为正定矩阵；

S32：滚转通道、偏航通道和俯仰通道的制导律为

u(x)＝-R^-1(x)B^T(x)P(x)x

其中，R^-1(x)为正定矩阵的逆矩阵，P(x)满足黎卡提方程为

A^T(x)P(x)+P(x)A(x)-

P(x)B(x)R^-1(x)B^T(x)P(x)+Q(x)＝0；

S33：引入攻角与攻角指令的偏差积分作为一个扩展状态，所述偏差积分为

e_α＝∫(α-α_c)dt，

则消除攻角指令稳态误差后的制导律为

其中，

则消除攻角指令稳态误差后的制导律转化为

本发明的有益效果如下：

本发明提出了临近空间高超声速飞行器BTT控制滚转和偏航通道控制器联合设计方法、俯仰通道控制器设计方法以及BTT飞行器三通道控制器设计方法，解决了临近空间高超声速飞行器BTT控制中多通道交叉耦合的问题，能够满足临近空间高超声速飞行器高精度控制的需要，且本发明针对临近空间高超声速目标进行了反设计，加深了对临近空间目标特性的认识程度，为后续非弹道式目标跟踪与轨迹预报打下了良好基础。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明公开的一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法的流程图。

图2示出本发明具体实施例中飞行器的姿控布局(从尾部看)。

图3示出本发明具体实施例中飞行器的姿控发动机推力曲线。

图4示出本发明具体实施例中飞行器的滚转角速度的示意图。

图5示出本发明具体实施例中飞行器的偏航角速度的示意图。

图6示出本发明具体实施例中飞行器的俯仰角速度的示意图。

图7示出本发明具体实施例中飞行器的滚转命令及滚转角的示意图。

图8示出本发明具体实施例中飞行器的偏航角的示意图。

图9示出本发明具体实施例中飞行器的俯仰角的示意图。

图10示出本发明具体实施例中飞行器的攻角命令及攻角的示意图。

图11示出本发明具体实施例中飞行器的侧滑角的示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

如图1所示，本发明公开了一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法，所述BTT制导控制方法包括：

S1：通过滚转通道的副翼控制量建立滚转通道和偏航通道的联合控制模型，通过俯仰控制量建立俯仰通道的控制模型。

其中，S1进一步可包括：

S11：临近空间高超声速飞行器采用FLAP舵作为控制系统的执行机构时，它只能给出等效的升降舵控制量δ_z，而此时系统中缺乏方向舵控制量δ_y。在偏航通道引入副翼控制量δ_x，即利用副翼控制量δ_x共同控制偏航通道和滚转通道。

采用FLAP舵作为执行机构的三通道动力学方程为：

其中，ω_x为滚转角速度，ω_y为俯仰角速度，β为侧滑角，δ_x副翼控制量，为滚转角变化率，为侧滑角变化率，为滚转角速度变化率，为俯仰角速度变化率，为攻角变化率，ω_z为偏航角速度，α为攻角，δ_z为俯仰控制量，为偏航角速度变化率，γ为滚转角，m为飞行器质量，V为飞行器速度，Y^α为升力系数的导数，为舵偏所产生的升力系数导数，Z^β为侧滑角产生的侧力系数，ψ为偏航角，J_x为相对弹体坐标系X轴的转动惯量，J_y为为相对弹体坐标系Y轴的转动惯量，J_z为为相对弹体坐标系Z轴的转动惯量，为滚转阻尼力矩系数，为副翼操纵效率，为横向静稳定导数，为偏航阻尼力矩系数，为偏航静稳定导数，为方向舵操纵效率，为俯仰阻尼力矩系数，为俯仰静稳定导数，为升降舵操纵效率；

为描述方便，我们定义以下动力系数：

则描述飞行器运动的动力学方程式简化为：

上式中只有滚转通道的副翼控制量δ_x和俯仰通道的升降舵控制量δ_z，缺少偏航通道的方向舵控制量δ_y，利用两个控制量控制三个耦合通道。

由于J_y＝J_z，所以c₄＝0，因此，通过滚转通道的副翼控制量可建立滚转通道和偏航通道的数学模型为

S12：BTT控制器的工作目的是使得滚动角跟踪滚转指令，同时抑制侧滑角。因此，根据滚动角反馈、滚动角速率反馈、侧滑角反馈和偏航角速率反馈

建立联合控制模型为

δ_x＝K_r1(γ_c-γ)+K_r2ω_x+K_r3β+K_r4ω_y

其中，K_r1＜0、K_r2＞0、K_r3＞0和K_r4＞0均为负反馈增益，所述系数在给定的飞行高度和马赫数下为常值，可随着飞行高度和马赫数调整；

S13：侧滑角β始终维持在较小的程度，使得ω_xβ较小，所以偏航通道对俯仰通道的影响较小，这种情况下通过俯仰控制量建立俯仰通道的数学模型为

S14：建立俯仰通道的控制模型为

其中，α_c为攻角命令，K_p1＜0、K_p2＞0和K_p3＜0为反馈增益系数，所述反馈增益系数随着飞行高度和Mach数进行自适应调整。这里，引入积分控制的目的是消除攻角指令跟踪误差。

S2：以飞行器的动力学参数为基础建立BTT制导的非线性状态方程，将所述非线性状态方程转化为状态依赖的类线性结构。

其中，S2进一步包括：

S21：以BTT的动力学参数为基础建立BTT的非线性状态方程，

取状态变量x＝[α β γ ω_x ω_y ω_z]^T，控制量u＝[δ_x δ_z]^T；

当u＝[0 0]^T时，

其中，

当u＝[1 0]^T时，

B₁(x)＝[0 0 0 -c₃ -b₇ 0]^T，

当u＝[0 1]^T时，

B₂(x)＝[-a₅ 0 0 0 0 -a₃]^T，

由此，

S22：将所述非线性状态方程转化为状态依赖的类线性结构，所述类线性结构为

S3：采用黎卡提方程控制方法根据所述状态依赖的类线性结构得到飞行器滚转通道、偏航通道和俯仰通道的制导律模型。

其中，S3包括：

S31：设所述类线性结构的代价函数为

其中，Q(x)是半正定矩阵，R(x)为正定矩阵；

S32：滚转通道、偏航通道和俯仰通道的最优制导律为

u(x)＝-R^-1(x)B^T(x)P(x)x

其中，P(x)满足黎卡提方程

A^T(x)P(x)+P(x)A(x)-

P(x)B(x)R^-1(x)B^T(x)P(x)+Q(x)＝0

S33：引入攻角与攻角指令的偏差积分作为一个扩展状态，所述偏差积分为

e_α＝∫(α-α_c)dt

则消除攻角指令稳态误差后的最优制导律为

其中，

则消除攻角指令稳态误差后的最优制导律转化

下面通过一个具体实施例来对本发明作进一步的说明，首先对本发明采用滚转通道和俯仰通道控制滚转通道、俯仰通道和偏航通道，即两个通道控制三个通道，进行可控性分析：

取状态变量x＝[α β γ ω_x ω_y ω_z]^T，控制量u＝[δ_x δ_z]^T；

当u＝[0 0]^T时，

当u＝[1 0]^T时，

B₁(x)＝[0 0 0 -c₃ -b₇ 0]^T；

当u＝[0 1]^T时，

B₂(x)＝[-a₅ 0 0 0 0 -a₃]^T。

取

令

F₁＝[A(x),B₁(x)]，F₂＝[A(x),B₂(x)]

同理：

令

F₁₁＝[A(x),F₁]，F₁₂＝[A(x),F₂]

因为状态变量是6维，故可先检验前六列，若满秩，则无需计算以后数列。由B₁(x)、B₂(x)、F₁、F₂、F₁₁和F₁₂张成的函数空间

F＝[B₁(x) B₂(x) F₁ F₂ F₁₁ F₁₂]

利用MATLAB中的符号运算功能可以判断出rank(F)＝6，可以判断采用FLAP舵作为执行机构的三通道非线性系统具有弱可控性，即利用两个控制量δ_x、δ_z可以稳定控制三个耦合通道。

然后，通过仿真分析的方式验证本发明，如图2所示，某型号飞行器模仿美国高超声速飞行器HTV-2姿态控制系统小推力器姿态控制方案，姿态控制布局为一对姿控发动机控制偏航通道，如图3所示，为姿态控制发动机推力曲线。针对该飞行器再入过程进行了仿真，初始速度V＝7700m/s，初始高度H＝70km，初始弹道倾角θ＝-2°，初始攻角α＝4°，初始侧滑角β＝-3.3°。根据本发明得到仿真结果如图4-图11所示，从图中可以看出，本发明的BTT高超声速飞行器控制方法具有良好的动态性能和跟踪精度，滚动角和迎角均可很好地跟踪控制指令，侧滑角在2.5度以内，该反设计仿真结果满足了控制系统的要求。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (4)

1.一种临近空间高超声速飞行器BTT制导控制方法，其特征在于，所述制导控制方法包括：

S1：通过滚转通道的副翼控制量建立滚转通道和偏航通道的联合控制模型，通过俯仰控制量建立俯仰通道的控制模型；

S2：以飞行器的动力学参数为基础建立BTT制导的非线性状态方程，将所述非线性状态方程转化为状态依赖的类线性结构；

S3：采用黎卡提方程控制方法根据所述状态依赖的类线性结构得到飞行器滚转通道、偏航通道和俯仰通道的制导律模型。

2.根据权利要求1所述的制导控制方法，其特征在于，所述S1包括：

S11：通过副翼控制量建立滚转通道和偏航通道的数学模型为

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}={\mathrm{\ω}}_x\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x=-c_1{\mathrm{\ω}}_x-c_2\mathrm{\β}-c_3{\mathrm{\δ}}_x\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\β}}={\mathrm{\ω}}_y-b_4\mathrm{\β}\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y=-b_1{\mathrm{\ω}}_y-b_2\mathrm{\β}-b_7{\mathrm{\δ}}_x\end{array}\right.$

其中，c₁、c₂、c₃、b₄、b₁、b₂、b₇为动力学参数，ω_x为滚转角速度，ω_y为俯仰角速度，β为侧滑角，δ_x副翼控制量，为滚转角变化率，为侧滑角变化率，为滚转角速度变化率，为俯仰角速度变化率；

S12：根据滚动角反馈、滚动角速率反馈、侧滑角反馈和偏航角速率反馈建立联合控制模型为

δ_x＝K_r1(γ_c-γ)+K_r2ω_x+K_r3β+K_r4ω_y

其中，K_r1＜0、K_r2＞0、K_r3＞0和K_r4＞0均为负反馈增益，γ_c为滚转角指令，γ为滚转角；

S13：通过俯仰控制量建立俯仰通道的数学模型为

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}={\mathrm{\ω}}_z-a_4\mathrm{\α}-a_5\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z=-a_1{\mathrm{\ω}}_z-a_2\mathrm{\α}-a_3{\mathrm{\δ}}_z\end{array}\right.$

其中，a₁、a₂、a₃、a₄、a₅为动力学参数，为攻角变化率，ω_z为偏航角速度，α为攻角，δ_z为俯仰控制量，为偏航角速度变化率；

S14：建立俯仰通道的控制模型为

${\mathrm{\δ}}_z=K_{p1}({\mathrm{\α}}_c-\mathrm{\α})+K_{p2}{\mathrm{\ω}}_z+K_{p3}{\∫}_0^t({\mathrm{\α}}_c-\mathrm{\α})dt$

其中，α_c为攻角命令，K_p1＜0、K_p2＞0和K_p3＜0为反馈增益系数。

3.根据权利要求1所述的制导控制方法，其特征在于，所述S2包括：

S21：以BTT的动力学参数为基础建立BTT的非线性状态方程，

取状态变量x＝[α β γ ω_x ω_y ω_z]^T，控制量u＝[δ_x δ_z]^T；

当u＝[0 0]^T时，

$A\left(x\right)=\left[\begin{array}{cccccc}-a_4& -\frac{{\mathrm{\ω}}_x}{2}& 0& -\frac{\mathrm{\β}}{2}& 0& 1\\ \frac{{\mathrm{\ω}}_x}{2}& -b_4& 0& \frac{\mathrm{\α}}{2}& 1& 0\\ 0& 0& A_{33}& 1& A_{35}& A_{36}\\ 0& -c_2& 0& -c_1& -\frac{c_4{\mathrm{\ω}}_z}{2}& -\frac{c_4{\mathrm{\ω}}_y}{2}\\ 0& -b_2& 0& -\frac{b_6{\mathrm{\ω}}_z}{2}& -b_1& -\frac{b_6{\mathrm{\ω}}_x}{2}\\ -a_2& 0& 0& -\frac{a_6{\mathrm{\ω}}_y}{2}& \frac{a_6{\mathrm{\ω}}_x}{2}& -a_1\end{array}\right]$

其中， ψ为偏航角；

当u＝[1 0]^T时，

B₁(x)＝[0 0 0 -c₃ -b₇ 0]^T，

当u＝[0 1]^T时，

B₂(x)＝[-a₅ 0 0 0 0 -a₃]^T，

由此，

$B\left(x\right)=\left[\begin{array}{cc}0& -a_5\\ 0& 0\\ 0& 0\\ -c_3& 0\\ -b_7& 0\\ 0& -a_3\end{array}\right];$

S22：将所述非线性状态方程转化为状态依赖的类线性结构，所述类线性结构为

$\stackrel{\·}{x}=A\left(x\right)x+B\left(x\right)u.$

4.根据权利要求1所述的制导控制方法，其特征在于，所述S3包括：

S31：设所述类线性结构的代价函数为

$J=\frac{1}{2}{\∫}_0^{\mathrm{\∞}}\[x^{T}Q\left(x\right)x+u^{T}R\left(x\right)u\]dt$

其中，Q(x)是半正定矩阵，R(x)为正定矩阵；

S32：滚转通道、偏航通道和俯仰通道的制导律为

u(x)＝-R^-1(x)B^T(x)P(x)x

其中，R^-1(x)为正定矩阵的逆矩阵，P(x)满足黎卡提方程为

A^T(x)P(x)+P(x)A(x)-

P(x)B(x)R^-1(x)B^T(x)P(x)+Q(x)＝0；

S33：引入攻角与攻角指令的偏差积分作为一个扩展状态，所述偏差积分为

e_α＝∫(α-α_c)dt，

则消除攻角指令稳态误差后的制导律为

$\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{x}}=\stackrel{\‾}{A}\left(\stackrel{\‾}{x}\right)\stackrel{\‾}{x}+\stackrel{\‾}{B}\left(\stackrel{\‾}{x}\right)u$

其中，

$\stackrel{\‾}{A}\left(\stackrel{\‾}{x}\right)=\left[\begin{array}{ccccccc}0& 1& 0& 0& 0& 0& 0\\ 0& & & & & & \\ 0& & & & & & \\ 0& & & A\left(x\right)& & & \\ 0& & & & & & \\ 0& & & & & & \\ 0& & & & & & \end{array}\right]$

$\stackrel{\‾}{B}\left(\stackrel{\‾}{x}\right)={\[\left[\begin{array}{c}0\\ 0\end{array}\right]B^T\left(x\right)\]}^T,$

则消除攻角指令稳态误差后的制导律转化为

$u\left(\stackrel{\‾}{x}\right)=-R^{-1}\left(\stackrel{\‾}{x}\right){\stackrel{\‾}{B}}^T\left(\stackrel{\‾}{x}\right)P\left(\stackrel{\‾}{x}\right)\stackrel{\‾}{x}.$