CN108180910B - 一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，第一步，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型；第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值；第三步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求；第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法。本发明采用滑模干扰观测器与滑模控制器相结合的快速高精度制导方法，具有快速性、高精度的特点，适用于多种类型飞行系统及其它高空无人飞行器的快速高精度制导系统中，也可以解决快速容错等飞行器故障问题。

Description

一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法

技术领域

本发明涉及一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，可以解决含有气动参数不确定的飞行器快速高精度制导问题。

背景技术

随着飞行器技术的发展，多类飞行器成为近期热门研究对象，如无人机、高超声速飞行器和导弹等，此类对象具有快速性、航程远、精度高等优点。

上述的飞行器已经成为各国主要杀手锏，可以实现快速、精准打击目标，在此过程中，制导是一项关键技术，需要满足快速性和精确性。美国1970年服役的民兵3号洲际导弹，射程可达12500km，最终打击误差仅为200m左右，中国2017年开始服役的DF-41洲际导弹，射程高达14000km，最终打击误差仅为100m左右，可见飞行器的高精度控制需求旺盛。除了高精度要求外，快速性也是制导的关键突破口之一。2010年美国NASA研发的乘波者X-51高超声速飞行器，飞行1000km用时仅需15分钟，中国研制的DF-ZF高超声速飞行器，制导过程最高马赫数超过10马赫。然而，制导过程的大跨度空域使得空间环境复杂多变，其中气动参数不确定就是重要干扰源之一，且严重的气动参数不确定直接影响打击目标精确度，决定任务的成败。同时，气动参数不确定所带来的误差使得飞行过程无法满足时间要求，丧失控制系统的快速性。可见设计基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法尤为重要。

目前，针对飞行器制导问题，国内外学者也做出了大量的研究。专利号为201610154149.4中提出了一种Terminal滑模控制器，通过反馈线性化转换将系统进行线性化处理，并设计非线性滑模控制，使系统在滑模面上有限时间收敛。专利号为201610366190.8中提出了一种基于滑模变结构的空空导弹制导方法，解决追踪动态目标的问题，保证系统快速前提下提高了导弹命中精度。上述两种方法虽然使用了滑模控制，使系统能够在有限时间内收敛，但未考虑系统中的环境干扰，无法满足含有干扰情况下的精确控制需求。以下专利在抗干扰方面具有一定进展，但也存在多种问题，专利申请号为201210258036.0提出了一种挠性高超声速飞行器精细抗干扰跟踪控制器，但该方法使用的模型为纵向二维模型，且所使用的干扰观测器不具备有限时间收敛能力，不能够快速估计并补偿相关干扰。专利申请号201610306205.1中提出一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法，但该方法所使用的观测器同样不具备有限时间收敛能力，无法满足快速制导需求。此外，在一些论文中也存在不足：文章《一种基于时变干扰观测器的高超声速飞行器容错控制策略设计》基于自适应干扰观测器与反步滑模控制器设计了复合容错再入控制方法，虽然文章使用滑模控制器能够保证系统在有限时间收敛，但自适应观测器无法满足快速估计干扰的需求。综上所述，现有方法缺乏对含有干扰情况下同时满足快速高精度控制及快速干扰估计与补偿的能力，亟需攻克基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对含有气动参数不确定的飞行器快速高精度制导问题，克服现有技术的不足，建立包含气动参数不确定的动力学模型，利用滑模控制器与滑模干扰观测器相结合的方法，设计复合快速抗干扰制导控制器，实现了对飞行器的快速制导及对气动参数不确定的快速估计与补偿，从而提升飞行器制导过程的快速性、精确性和抗干扰能力。

本发明及技术解决方案为：一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，其实现步骤如下：

第一步，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型：

其中，地心到飞行器质心距离r、飞行器所在经度θ、飞行器所在纬度φ、飞行器相对地球速度V、航迹方向角ψ和航迹倾角γ。分别为r、θ、φ、V、ψ、γ的一阶导数。σ为飞行器倾侧角，g为引力加速度，d₁、d₂、d₃表示气动参数不确定的等价干扰，L与D分别表示升力加速度与阻力加速度，表达式形式如下：

其中，ρ为大气密度，S是飞行器的参考面积，m为飞行器的质量，C_L与C_D分别为整体的升力系数与阻力系数。升力系数与阻力系数的模型如下：

C_L＝C_L1α²+C_L2α+C_L3M_a+C_L4

C_D＝C_D1α²+C_D2α+C_D3M_a+C_D4

其中，M_a为马赫数，α为攻角。C_L1、C_L2、C_L3、C_L4分别为升力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数。C_D1、C_D2、C_D3、C_D4分别为阻力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数。控制量选取为飞行器倾侧角σ和攻角α。

将上述(1)转化为如下状态空间表达式：

其中，为x的一阶导数。

第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值：

设计干扰观测器如下：

其中，z₀为状态中间变量，为z₀的一阶导数，v₀为函数中间变量，为v₀的一阶导数，为未知等价干扰d的估计值，为的一阶导数，为未知等价干扰一阶导数的估计值，为的一阶导数，λ₀>0、λ₁>0、λ₂>0为观测器增益。sign(·)表示求取符号函数。

第三步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求：

设计滑模控制律为：

u_e＝-f(x)-a^-1τ^-1|x|^2-τsign(x)+k₁s+k₂|s|^μsign(s)

其中，u_e为滑模控制器，a>0为状态系数，1＜τ＜2为符号状态系数，k₁>0为滑模面系数，k₂>0为符号滑模面系数，0＜μ＜1为滑模阶数值，s为滑模面。

第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法：

设计复合比例导引控制器：

其中，u_e为滑模控制器，为干扰估计值。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明的一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，针对现有飞行器制导方法在存在气动参数不确定时缺乏快速高精度控制及快速干扰估计与补偿的能力的缺点，首先建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型；其次根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值；接着设计滑模控制律完成快速控制任务需求；最后利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法，本发明使得飞行器制导过程具有快速性及抗干扰特性，满足系统的快速制导及快速干扰估计高精度控制需求，从而保证飞行器能够快速、准确追击期望目标点。

附图说明

图1为本发明一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法的设计流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明涉及一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法。第一步，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型；第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值；第三步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求；第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法。本发明采用滑模干扰观测器与滑模控制器相结合的快速高精度制导方法，具有快速性、高精度的特点，适用于多种类型飞行系统及其它高空无人飞行器的快速高精度制导系统中，也可以解决快速容错等飞行器故障问题。

具体实施步骤如下：

第一步，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型：

其中，地心到飞行器质心距离r，初始值为30480km、飞行器所在经度θ，初始值为0.0017rad、飞行器所在纬度φ，初始值为0.0024rad、飞行器相对地球速度V，初始值为3352.8m/s、航迹方向角ψ和航迹倾角γ，初始值分别为3.9rad和-0.785rad。分别为r、θ、φ、V、ψ、γ的一阶导数。σ为飞行器倾侧角，g为引力加速度，取值为9.8m/s²，d₁、d₂、d₃表示气动参数不确定的等价干扰，L与D分别表示升力加速度与阻力加速度，表达式形式如下：

其中，ρ为大气密度，取值为1.225kg/m³，S是飞行器的参考面积，取值为149.4m²，m为飞行器的质量，取值为35828kg，C_L与C_D分别为整体的升力系数与阻力系数。升力系数与阻力系数的模型如下：

C_L＝-0.000522α²+0.03506α-0.04857M_a+0.1577

C_D＝0.0001432α²+0.00558α-0.01048M_a+0.2204

其中，M_a为马赫数，初始值为11Ma，α为攻角。控制量选取为飞行器倾侧角σ和攻角α。

将上述(1)转化为如下状态空间表达式：

其中，为x的一阶导数。

第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值：

设计干扰观测器如下：

其中，z₀为状态中间变量，为z₀的一阶导数，v₀为函数中间变量，为v₀的一阶导数，为未知等价干扰d的估计值，为的一阶导数，为未知等价干扰一阶导数的估计值，为的一阶导数，λ₀>0、λ₁>0、λ₂>0为观测器增益，可分别取2、1.5、1.1。sign(·)表示求取符号函数。

第三步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求：

设计滑模控制律为：

u_e＝-f(x)-a^-1τ^-1|x|^2-τsign(x)+k₁s+k₂|s|^μsign(s)

其中，u_e为滑模控制器，a>0为状态系数，取值为1，1＜τ＜2为符号状态系数，取值为1.5，k₁>0为滑模面系数，取值为2，k₂>0为符号滑模面系数，取值为1.3，0＜μ＜1为滑模阶数值，取值为0.7，s为滑模面。

第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法：

设计复合比例导引控制器：

其中，u_e为滑模控制器，为干扰估计值。

采用本发明方法进行干扰估计，仅需3s内就能将干扰估计误差稳定到极小范围。同时控制效果与无干扰估计与补偿的控制器相比，制导时间可减少10-20％。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (2)

1.一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，其特征在于：包括以下步骤：

第一步，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型；

第二步，根据第一步的所述动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值；

第三步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求；

第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法；

所述第一步中，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型：

其中，地心到飞行器质心距离r、飞行器所在经度θ、飞行器所在纬度φ、飞行器相对地球速度V、航迹方向角ψ和航迹倾角γ；分别为r、θ、φ、V、ψ、γ的一阶导数；σ为飞行器倾侧角，g为引力加速度，d₁、d₂、d₃表示气动参数不确定的等价干扰，L与D分别表示升力加速度与阻力加速度，表达式形式如下：

其中，ρ为大气密度，S是飞行器的参考面积，m为飞行器的质量，C_L与C_D分别为整体的升力系数与阻力系数，升力系数与阻力系数的模型如下：

C_L＝C_L1α²+C_L2α+C_L3M_a+C_L4

C_D＝C_D1α²+C_D2α+C_D3M_a+C_D4

其中，M_a为马赫数，α为攻角；C_L1、C_L2、C_L3、C_L4分别为升力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；C_D1、C_D2、C_D3、C_D4分别为阻力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；控制量选取为飞行器倾侧角σ和攻角α；

将上述(1)转化为如下状态空间表达式：

其中， 为x的一阶导数；

所述第二步中，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值如下：

设计干扰观测器如下：

其中，z₀为状态中间变量，为z₀的一阶导数，v₀为函数中间变量，为v₀的一阶导数，为未知等价干扰d的估计值，为的一阶导数，为未知等价干扰一阶导数的估计值，为的一阶导数，λ₀>0、λ₁>0、λ₂>0为观测器增益，sign(·) 表示求取符号函数；

所述第三步中设计滑模控制律完成快速控制任务需求：

设计滑模控制律为：

u_e＝-f(x)-a^-1τ^-1|x|^2-τsign(x)+k₁s+k₂|s|^μsign(s)

其中，u_e为滑模控制器，a＞0为状态系数，1＜τ＜2为符号状态系数，k₁＞0为滑模面系数，k₂＞0为符号滑模面系数，0＜μ＜1为滑模阶数值，s为滑模面。

2.根据权利要求1所述的一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，其特征在于：所述第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法如下：

设计复合比例导引控制器：

其中，u_e为滑模控制器，为未知等价干扰d的估计值。