一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法

摘要

本发明涉及一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法，建立含有气动参数不确定的纵向飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数；通过设计的指定性能函数和转换函数进行指定性能转换，得到转换后的模型；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；设计滑模控制律完成快速控制任务需求；设计复合滑模控制器，完成基于指定性能的飞行器快速抗干纵向扰制导方法。本发明可以指定控制系统的收敛率、超调量和稳态误差这三个性能，且具有快速性、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指定性能快速抗干扰制导系统中，也可以解决快速容错等飞行器故障问题。

权利要求

1.一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法，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纵向飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数；

第二步，根据第一步的纵向飞行器动力学模型，通过设计的指定性能函数和转换函数进行指定性能转换，得到转换后的模型；

第三步，针对第二步转换后的模型，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；

第四步，设计完成快速控制任务需求的滑模控制律；

第五步，利用第三步的干扰估计值和第四步的滑模控制律，设计复合滑模控制器，完成基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法；

所述第一步中，建立含有气动参数不确定的纵向飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数，具体步骤如下：其中，地心到飞行器质心距离为r、飞行器相对地球速度为V、航迹倾角为γ； 分别为r、V、γ的一阶导数；σ为飞行器倾侧角，g为引力加速度，d1、d2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，CL与CD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：CL＝CL1α2+CL2α+CL3Ma+CL4

CD＝CD1α2+CD2α+CD3Ma+CD4

其中，Ma为马赫数，α为攻角；CL1、CL2、CL3、CL4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；CD1、CD2、CD3、CD4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；

所述第二步中，

设计指定性能函数 如下：

其中，t为时间， a＞0为性能函数参数；

设计转换函数Z如下：

对转换函数Z求取一阶时间导数：

其中，为转换函数Z的一阶时间导数，为地心到飞行器质心距离r的一阶时间导数，为指定性能函数 的一阶时间导数，τz为转换函数参数，其表达式为继续对转换函数Z求取二阶时间导数：

其中，为转换函数Z的二阶时间导数，为指定性能函数 的二阶时间导数， 为τz的一阶时间导数，将上述模型简化为如下表达式：其中， 为转换后模型的非线性

项，uz＝τz(-D sinγ+L cosγcosσ)为转换后模型的等价控制输入，dz＝τz(sinγd1+cosγVd2)为转换后模型的等价干扰；

所述第三步中，针对第二步转换后的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dz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、λ1、λ2为观测器增益，且为正数，sign(·)表示求取符号函数；

所述第四步中，设计滑模控制律为：

其中， 为滑模控制器，b＞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所述的一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法，其特征在于：所述第五步，设计复合滑模控制器：其中， 为滑模控制器，为未知等价干扰dz的估计值。

说明书

一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法，解决含有气动参数不确定的飞行器快速高精度抗干扰制导问题。

背景技术

[0002] 无人机、高超声速飞行器和导弹等飞行器作为军用领域的重要武器，在高空追击、无人侦查、全球打击等领域有着举足轻重的作用，此类飞行器具有快速性、高机动性、精确性等优点，广泛应用于军用、民用等多个领域。在飞行器的任务期间，末端的再入制导尤为重要，是任务的关键技术之一，需要满足快速性和精确性的要求。例如导弹等武器，如不能满足一定的快速性指标，易被拦截系统拦截摧毁，导致任务失败，因此快速性是再入过程的基本要求。然而，飞行器再入过程的飞行跨度较大，由于高速产生的气动热造成飞行器的弹性形变，且飞行环境快速、复杂变化，造成飞行器气动参数不稳定，存在较大不确定性。气动参数不确定直接影响了飞行器再入过程的精确性，同时也严重影响了快速性这一基础条件，针对这种不确定性需要进行抗干扰控制以提高再入制导系统性能。因此，结合现有技术，设计具有指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法很重要，具有广泛的应用前景。

[0003] 目前，国内学者对指定性能控制的研究较少，文献《满足指定性能的一类非线性多智能体系统的协同控制》，针对一类不确定非线性多智能体系统，研究满足指定性能的“领导-跟随”协同控制问题，基于动态面控制技术和指定性能控制技术，提出自适应模糊协同控制算法，但此方法没有考虑抗干扰控制的问题，忽略了系统的不确定性。针对飞行器再入制导问题，国内外学者也做出了大量的研究。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，在制导初期提高对目标运动状态的估计，在末制导阶段提高导弹命中精度。文章《高超声速飞行器纵向平面滑翔飞行制导控制方法》利用动态面控制方法、终端滑模控制和二阶滑模控制方法完成高超声速飞行器纵向平面内高度控制系统设计。上述专利及文章均使用了滑模控制方法使系统能够在有限时间内收敛，但未考虑复杂环境下的抗干扰问题，针对这一问题，以下的研究对飞行器高度滑模控制系统进行了改进。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不具备有限时间收敛能力，无法满足快速制导需求。文章《基于干扰观测器的高超声速飞行器Terminal滑模控制》在滑模控制的基础上为增强控制器的鲁棒性，设计了一种非线性干扰观测器，对模型不确定项进行自适应估计和补偿，但该抗干扰滑模控制方法无法对高度进行指定性能控制。

[0004] 综上所述，现有方法在气动参数不确定情况下，缺乏具有指定性能的快速、高精度控制能力，亟需攻克基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法。

发明内容

[0005] 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抗干扰高度控制问题，克服现有技术的不足，提供一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法，实现了基于指定性能的飞行器快速高度控制及对气动参数不确定的快速估计与补偿，从而将飞行器高度控制过程进行指定性能约束，并提升飞行器高度控制过程的快速性、精确性及抗干扰能力。

[0006] 本发明及技术解决方案为：一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法，建立包含气动参数不确定的动力学模型，设计指定性能函数和转换函数对系统进行指定性能转换，在转换的基础上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高度控制器，具体实现步骤如下：

[0007] 第一步，建立含有气动参数不确定的纵向飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数：

[0008]

[0009]

[0010]

[0011] 其中，地心到飞行器质心距离为r、飞行器相对地球速度为V、航迹倾角为γ；分别为r、V、γ的一阶导数；σ为飞行器倾侧角，g为引力加速度，d1、d2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：

[0012]

[0013]

[0014] 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，CL与CD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：

[0015] CL＝CL1α2+CL2α+CL3Ma+CL4

[0016] CD＝CD1α2+CD2α+CD3Ma+CD4

[0017] 其中，Ma为马赫数，α为攻角；CL1、CL2、CL3、CL4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；CD1、CD2、CD3、CD4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。

[0018] 第二步，根据第一步的纵向动力学模型，通过设计的指定性能函数和转换函数进行指定性能转换，得到转换后的模型：

[0019] 设计指定性能函数 如下：

[0020]

[0021] 其中，t为时间， a＞0为性能函数参数。

[0022] 设计转换函数Z如下：

[0023]

[0024] 对转换函数Z求取一阶时间导数：

[0025]

[0026] 其中， 为转换函数Z的一阶时间导数，为飞行器距地心距离r的一阶时间导数，为指定性能函数 的一阶时间导数，τz为转换函数参数，其表达式为

[0027]

[0028] 继续对转换函数Z求取二阶时间导数：

[0029]

[0030] 其中，为转换函数Z的二阶时间导数，为指定性能函数 的二阶时间导数， 为τz的一阶时间导数。将上述模型简化为如下表达式：

[0031]

[0032] 其中， 为转换后模型的非线性项，uz＝τz(-Dsinγ+Lcosγcosσ)为转换后模型的等价控制输入，dz＝τz(sinγd1+cosγVd2)为转换后模型的等价干扰。

[0033] 第三步，针对第二步转换后的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：

[0034] 设计干扰观测器如下：

[0035]

[0036]

[0037]

[0038]

[0039] 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dz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、λ1、λ2为观测器增益，且为正数。sign(·)表示求取符号函数。

[0040] 第四步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求：

[0041] 设计滑模控制律为：

[0042]

[0043]

[0044] 其中， 为滑模控制器，b＞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。

[0045] 第五步，利用第三步的干扰估计值和第四步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成基于指定性能的飞行器快速抗干纵向扰制导方法如下：

[0046] 设计复合比例导引控制器：

[0047]

[0048] 其中，ue为滑模控制器， 为未知等价干扰dz的估计值。

[0049] 本发明与现有技术相比的优点在于：本发明涉及的一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法，针对现有方法在气动参数不确定情况下，缺乏具有指定性能的快速、高精度控制能力的缺点，首先，建立含有气动参数不确定的纵向飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数；其次，根据第一步的纵向动力学模型，通过设计的指定性能函数和转换函数进行指定性能转换，得到转换后的模型；然后针对第二步转换后的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，利用第三步的干扰估计值和第四步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成基于指定性能的飞行器快速抗干纵向扰制导方法。本发明采用基于指定性能的滑模干扰观测器与滑模控制器相结合的快速抗干扰制导方法，可以指定控制系统的收敛率、超调量和稳态误差这三个性能，且具有快速性、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指定性能快速抗干扰制导系统中，也可以解决快速容错等飞行器故障问题，满足飞行器高度控制系统的快速性、高精度等要求。

附图说明

[0050] 图1为本发明一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法的设计流程图。

具体实施方式

[0051] 下面结合附图及实施例对本发明进行详细说明。

[0052] 如图1所示，本发明涉及一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法。第一步，建立含有气动参数不确定的纵向飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数；第二步，根据第一步的纵向动力学模型，通过设计的指定性能函数和转换函数进行指定性能转换，得到转换后的模型；第三步，针对第二步转换后的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；第四步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求；第五步，利用第三步的干扰估计值和第四步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成基于指定性能的飞行器快速抗干纵向扰制导方法。本发明采用基于指定性能的滑模干扰观测器与滑模控制器相结合的快速抗干扰制导方法，可以指定控制系统的收敛率、超调量和稳态误差这三个性能，且具有快速性、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指定性能快速抗干扰制导系统中，也可以解决快速容错等飞行器故障问题。

[0053] 具体实施步骤如下：

[0054] 第一步，建立含有气动参数不确定的纵向飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数：

[0055]

[0056]

[0057]

[0058] 其中，地心到飞行器质心距离，初始值为30480km、飞行器相对地球速度，初始值为3352.8m/s、航迹倾角为，初始值为-0.785rad。； 分别为r、V、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：

[0059]

[0060]

[0061] 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，CL与CD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：

[0062] CL＝-0.000522α2+0.03506α-0.04857Ma+0.1577

[0063] CD＝0.0001432α2+0.00558α-0.01048Ma+0.2204

[0064] 其中，Ma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。

[0065] 第二步，根据第一步的纵向动力学模型，通过设计的指定性能函数和转换函数进行指定性能转换，得到转换后的模型：

[0066] 设计指定性能函数 如下：

[0067]

[0068] 其中，t为时间， a＝3.2为性能函数参数。

[0069] 设计转换函数Z如下：

[0070]

[0071] 对转换函数Z求取一阶时间导数：

[0072]

[0073] 其中，为转换函数Z的一阶时间导数，为飞行器距地心距离r的一阶时间导数，为指定性能函数 的一阶时间导数，τz为转换函数参数，其表达式为

[0074]

[0075] 继续对转换函数Z求取二阶时间导数：

[0076]

[0077] 其中，为转换函数Z的二阶时间导数，为指定性能函数 的二阶时间导数， 为τz的一阶时间导数。将上述模型简化为如下表达式：

[0078]

[0079] 其中， 为转换后模型的非线性项，uz＝τz(-Dsinγ+Lcosγcosσ)为转换后模型的等价控制输入，dz＝τz(sinγd1+cosγVd2)为转换后模型的等价干扰。

[0080] 第三步，针对第二步转换后的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：

[0081] 设计干扰观测器如下：

[0082]

[0083]

[0084]

[0085]

[0086] 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dz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、λ1、λ2为观测器增益，可分别取2、1.5、1.1。sign(·)表示求取符号函数。

[0087] 第四步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求：

[0088] 设计滑模控制律为：

[0089]

[0090]

[0091] 其中， 为滑模控制器，b＞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。

[0092] 第五步，利用第三步的干扰估计值和第四步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成基于指定性能的飞行器快速抗干纵向扰制导方法如下：

[0093] 设计复合比例导引控制器：

[0094]

[0095] 其中，ue为滑模控制器，为未知等价干扰dz的估计值

[0096] 采用本发明方法进行纵向制导，可将高度控制的性能限制在性能函数的范围内，保证系统的收敛率、超调量和稳态误差为限定值，根据具体实施步骤中的性能函数参数，可将收敛律的上届限制在0.01m/s，超调量控制在0m以下，稳态误差在±5×10-4m。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％，且干扰估误差在1s内稳定，达到了稳定性与快速性要求。

[0097] 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。