CN111399531B - 高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法 - Google Patents

高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法 Download PDF

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Abstract

一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，将当前运动目标地心的距离、运动目标的纬度、经度作为高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的输入，根据高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角，并输入到超声速飞行器的六自由度运动模型，高超声速飞行器将飞至运动目标，完成飞行任务。本发明基于块动态面的方法设计了高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的控制方案，实现飞行器滑翔段的姿态控制任务需求，制导与控制精度较高，且控制量的全程输出变化较为平滑，提高了飞行器的任务适应能力，有效解决高超声速飞行器制导与控制之间协调困难的问题。

Description

高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域，尤其涉及一种高超声速飞行器滑翔段制导控制方法。
背景技术
高超声速飞行器滑翔飞行的基本过程是在满足各项过程约束条件下控制飞行器稳定飞行达到预设的目标终点。对于“助推-滑翔”式高超声速飞行器而言，在临近空间做长时无动力滑翔飞行是其相比于传统弹道导弹的最大优势，有效地提高了飞行器的航程和攻击能力。
但是由于高超声速飞行器飞行速度极高，质心运动和绕质心运动均呈现出快时变、非线性、强耦合和不确定性等特点。传统的飞行器制导和控制***主要是基于频谱分离理论对控制和制导子***进行分离设计，没有利用子***之间的耦合信息，而一体化制导控制***可以充分利用子***之间的耦合信息来改善整个控制***的性能。
目前针对高超声速飞行器的研究主要是针对高超声速飞行器的制导控制***分离设计以及滑翔段的制导与姿控***一体化设计方法问题，对于高超声速飞行器在滑翔段的制导与姿态控制一体化研究的成果较少，目前为止还未见相关技术的公开。
发明内容
针对现有技术中高超声速飞行器滑翔段的制导与姿态控制一体化设计问题，本发明的目的是提供一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法。具体地，本发明是针对吸气式通用高超声速飞行器模型(GHV)在滑翔段的制导姿态控制***一体化设计方法，通过对吸气式通用高超声速飞行器模型(GHV)在滑翔段进行制导与姿态控制的一体化设计，使得高超声速飞行器能够很好地实现滑翔段飞行的任务需求。
为了实现上述技术目的，本发明采用的技术方案是：
一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，获取当前运动目标的地心距离rT、运动目标的纬度经度λT，将当前运动目标的地心距离rT、运动目标的纬度经度λT作为高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的输入，根据高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角，并输入到超声速飞行器的六自由度运动模型，高超声速飞行器将飞至运动目标，完成飞行任务。具体地，所述高超声速飞行器为吸气式通用高超声速飞行器。
本发明中，基于高超声速飞行器的几何模型(如图2所示)，构建高超声速飞行器的六自由度运动模型，如下：
式中：V为高超声速飞行器的飞行速度，θ为当地速度倾角，σ为航迹偏航角；ωx，ωy，ωz分别为为高超声速飞行器的三轴旋转角速度，m为高超声速飞行器的质量，γV为倾侧角，Ix，Iy，Iz分别为三轴转动惯量，L,D,N为高超声速飞行器所受到的气动力，分别为升力、阻力和侧力，Mx，My，Mz分别为飞行器所受到的气动力矩，分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，气动力和气动力矩的表达式分别为:
上式即为高超声速变形飞行器的气动力表达式，其中，为零攻角升力系数；为升力系数相对攻角的变化率，CD为阻力系数，CN为侧力系数,均为已知量；b和c分别为高超声速飞行器横侧向参考长度和纵向参考长度,mxβ为滚转力矩对于侧滑角β的偏导数，myβ为偏航力矩对于侧滑角β的偏导数，为俯仰力矩对于侧滑角β的偏导数矩阵，为滚转力矩系数对于滚转舵偏角δx的偏导数，分别为偏航力矩系数对于方向舵偏角δy的偏导数，分别为俯仰力矩系数对于升降舵δz的偏导数，上述各量均为已知量。α的形式为：α为攻角值，ζL为升力不确定项，α＝[1 α α3]T。分别为三轴力矩不确定项。
q＝0.5ρV2为动压，ρ为大气密度，为已知量，S0为高超声速飞行器参考面积，为已知量。高超声速飞行器的六自由度运动模型中其余量的表达式如下：
μ为地球引力常数，ωe为地球自转角速度，J＝1.5J2为带谐系数，ae为地球半长轴，均为已知量。r为地心距。
本发明中，基于面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程、面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程，构建高超声速飞行器在滑翔段的制导与姿态控制一体化控制模型。
其中，面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程为：
式中：
假设以当地速度倾角θ以及航迹偏航角σ为状态量的高超声速飞行器的六自由度运动模型的目标指令x0C表示如下
x0c＝[θc σc]T
下面推导x0C中速度倾角指令值θc以及航迹偏航角指令值σc的表达式。
高超声速飞行器飞抵运动目标的速度倾角指令如下
航迹偏航角指令值σc的表达式为
所述面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程的输出x0为当地速度倾角θ和航迹偏航角σ，输入为升力系数CL的两个分量。
本发明中，面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程为：
式中，
式中，β为侧滑角，ζ01、ζ02为ζ0的两个分量。
通过面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程求出x1＝[α β γV]T，代入高超声速变形飞行器的气动力表达式，可求出升力系数CL，进而可求得面向控制的高超声速变形飞行器相对于运动目标的运动方程的输入
所述面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程其输入为高超声速飞行器的三轴旋转角速度矢量x2＝[ωx ωy ωz]T。
本发明中，面向控制的高超声速飞行器绕质心动力学方程为：
式中
面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程的输出即为x2，输入为高超声速飞行器的控制舵偏角u＝[δx δy δz]T。
联立面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程、面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程，即建立高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控一体化控制模型如下：
本发明中：基于块动态面方法，设计高超声速飞行器在滑翔段的制导与姿态控制一体化控制方案。具体地，高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案如下：
上述控制方案中：
s0为定义的第一个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x1d为第一个虚拟控制输入，k0＝diag(k01 k02)为给定的正的增益常数；ε01和ε02为待给定的饱和函数项增益；sat(s,d)为饱和函数，其定义为：
γVd为所求的倾侧角指令值，αv为所求的倾侧角指令值，均通过x1d求解得到；
s1为定义的第二个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x2d为第二个动态面的虚拟控制输入；k1＝diag(k11,k12,k13)为给定的正的增益常数；τ1＝diag(τ11,τ12,τ13)为滤波器的时间常数。根据该虚拟控制量x2d得到使得x1达到预期期望指令值x1d的三通道角速率虚拟输入期望值ωxd,ωyd,ωzd；
定义s2为第三个动态面，为x2与其指令值x2d的差值，u为第三个动态面的控制输入。k2＝diag(k21 k22 k23)为给定的正的增益常数，τ2＝diag(τ21,τ22,τ23)为滤波器的时间常数，根据三通道角速率虚拟输入期望值x2d得到设计舵偏角输入u以完成对飞行器姿控***的稳定控制和制导控制。
本发明还提供一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化***，包括：
目标信息采集模块，用于采集当前运动目标的地心距离rT、运动目标的纬度经度λT；
制导模块，接收目标信息采集模块采集到的目标信息，并输入到预先加载在该模块上的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型，根据预先设计好的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角；
姿控-控制模块，接收制导模块生成的控制舵偏角，并输入到预先加载在该模块上的超声速飞行器的六自由度运动模型中，完成高超声速飞行器的稳定运动以及实现对制导指令的跟踪控制。
本发明还提供一种高超声速飞行器，其采用的技术方案是：一种高超声速飞行器，包括机体与设在机体内的机载电路板，所述机载电路板上设有处理器与存储器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法的步骤。
本发明还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现上述高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法的步骤。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
本发明针对高超声速飞行器在滑翔段飞行设计了制导与姿态控制一体化***。针对吸气式通用高超声速飞行器模型(GHV)开展了滑翔段的制导姿态控制***一体化设计的研究。首先建立了基于航程和方位误差控制的滑翔段制导姿控一体化模型，运用自适应块动态面设计思路，完成高超声速飞行器在滑翔段的制导姿控一体化方法的设计。该方法适用于高超声速飞行器滑翔段飞行任务的完成，工程应用意义重大，有效解决高超声速飞行器在滑翔段制导与姿态控制的协调稳定问题，同时保证制导控制***设计方法的鲁棒性，实现滑翔段的飞行任务需求，适用于高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计。
附图说明
图1是实施例1的流程示意图
图2是高超声速飞行器的几何模型图
图3是滑翔段飞行中的轨迹的经纬度、高度三维变化曲线图
图4是滑翔段飞行中的轨迹高度、经纬度的变化曲线图
图5是滑翔段飞行中的航迹角、当地速度倾角以及速度变化曲线图
图6是滑翔段飞行中的马赫数和动压变化曲线图
图7是滑翔段飞行中的攻角、侧滑角及倾侧角的曲线图
图8是滑翔段飞行中的指令角跟踪误差曲线图
图9是滑翔段飞行中的滚转舵、偏航舵及升降舵的变化曲线图
图10是滑翔段飞行中的三轴角速度的变化曲线图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。
如图1所示的是本实施例的控制流程示意图，采集当前运动目标相对于高超声速飞行器质心的距离rT、运动目标的纬度经度λT，将输入制导模块，外环回路为制导回路，对高超声速飞行器进行轨迹规划与控制，要求制导精度要高。制导模块接收目标信息采集模块采集到的目标信息，生成控制舵偏角及高超声速飞行器的率指令。内环回路为姿态控制回路，要求实现高超声速飞行器的稳定运动以及实现对制导模块输出的制导指令的跟踪控制，要求精度以及鲁棒性要高，从而使得高超声速飞行器可运动至输入的运动目标。
本实施例中，一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，包括以下步骤：
S1:基于高超声速飞行器的几何模型，构建其六自由度运动模型；
其中高超声速飞行器的几何模型如图2所示，本实施例是基于吸气式通用高超声速飞行器模型(GHV)。
所述高超声速飞行器的六自由度运动模型如下：
式中：V为高超声速飞行器的飞行速度，θ为当地速度倾角，σ为航迹偏航角；ωx，ωy，ωz分别为为高超声速飞行器的三轴旋转角速度，m为高超声速飞行器的质量，γV为倾侧角，Ix，Iy，Iz分别为三轴转动惯量；
L,D,N为高超声速飞行器所受到的气动力，分别为升力、阻力和侧力，Mx，My，Mz分别为飞行器所受到的气动力矩，分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，气动力和气动力矩的表达式分别为:
上式即为高超声速变形飞行器的气动力表达式，其中，为零攻角升力系数；为升力系数相对攻角的变化率，CD为阻力系数，CN为侧力系数,均为已知量；b和c分别为高超声速飞行器横侧向参考长度和纵向参考长度,mxβ为滚转力矩对于侧滑角β的偏导数，myβ为偏航力矩对于侧滑角β的偏导数，为俯仰力矩对于侧滑角β的偏导数矩阵，为滚转力矩系数对于滚转舵偏角δx的偏导数，分别为偏航力矩系数对于方向舵偏角δy的偏导数，分别为俯仰力矩系数对于升降舵δz的偏导数，上述各量均为已知量。α的形式为：α为攻角值，ζL为升力不确定项，α＝[1 α α3]T。分别为三轴力矩不确定项。
q＝0.5ρV2为动压，ρ为大气密度，为已知量，S0为高超声速飞行器参考面积，为已知量。质心运动模型中其余量的表达式如下
μ为地球引力常数，ωe为地球自转角速度，J＝1.5J2为带谐系数，ae为地球半长轴，均为已知量。r为地心距。
S2:基于面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程、面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程，构建高超声速飞行器在滑翔段的制导与姿态控制一体化控制模型。
面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程为：
式中：
假设以当地速度倾角θ以及航迹偏航角σ为状态量的六自由度运动学模型的目标指令x0C表示如下：
x0c＝[θc σc]T
下面推导x0C中速度倾角指令值θc以及航迹偏航角指令值σc的表达式。
高超声速飞行器飞抵目标点的速度倾角指令如下
航迹偏航角指令值σc的表达式为
所述面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程的输出x0为当地速度倾角θ和航迹偏航角σ，输入为升力系数CL的两个分量。
面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程为：
式中，
式中，β为侧滑角，ζ01、ζ02为ζ0的两个分量。
通过面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程求出x1＝[α β γV]T，代入高超声速变形飞行器的气动力表达式(公知表达式)，可求出升力系数CL，进而可求得面向控制的高超声速变形飞行器相对于目标的运动方程的输入
所述面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程其输入为高超声速飞行器的三轴旋转角速度矢量x2＝[ωx ωy ωz]T。
本发明中，面向控制的高超声速飞行器绕质心动力学方程为：
式中
面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程的输出即为x2，输入为高超声速飞行器的控制舵偏角u＝[δx δy δz]T。
联立面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程、面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程，即建立高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控一体化控制模型如下：
S3:基于块动态面方法，设计高超声速飞行器在滑翔段的制导与姿态控制一体化控制方案；
高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案如下：
上述控制方案中：
s0为定义的第一个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x1d为第一个虚拟控制输入，k0＝diag(k01 k02)为给定的正的增益常数；ε01和ε02为待给定的饱和函数项增益；sat(s,d)为饱和函数，其定义为：
γVd为所求的倾侧角指令值，αv为所求的倾侧角指令值，均通过x1d求解得到。
s1为定义的第二个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x2d为第二个动态面的虚拟控制输入；k1＝diag(k11,k12,k13)为给定的正的增益常数；τ1＝diag(τ11,τ12,τ13)为滤波器的时间常数。根据该虚拟控制量x2d得到使得x1达到预期期望指令值x1d的三通道角速率虚拟输入期望值ωxd,ωyd,ωzd。
定义s2为第三个动态面，为x2与其指令值x2d的差值，u为第三个动态面的控制输入。k2＝diag(k21 k22 k23)为给定的正的增益常数，τ2＝diag(τ21,τ22,τ23)为滤波器的时间常数，根据三通道角速率虚拟输入期望值x2d得到设计舵偏角输入u以完成对飞行器姿控***的稳定控制和制导控制。
S4:将当前运动目标相对于高超声速飞行器质心的距离rT、运动目标的纬度经度λT作为高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的输入，根据高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方法生成控制舵偏角指令，并输入到超声速飞行器的六自由度运动模型，高超声速飞行器将跟踪运动目标，完成飞行任务。
下面基于上述提供的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法进行仿真验证：
仿真算例：
为了验证高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法的有效性，对模型进行数值仿真。高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法效果、初始状态及一体化模型参数表如下表1、表2所示。
表1飞行器的俯冲初始状态和目标点的经纬度
表2一体化设计方法参数优化值
二、结果分析
仿真结果如图3-图10所示。
从图3可以看出，通过本发明所提供的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，高超声速飞行器可以很好地实现滑翔段的飞行任务。由图4可知，当飞行至终点时，飞行器的经纬度分别为35.0001°，30.0006°，经纬度的误差分别为0.0002°、0.0006，滑翔起点高度为55000m，终点高度为49999.99m，飞行器的制导精度较高，且飞行时间为1450s。由图5可知，高精度鲁棒控制器可以很好地实现制导情况下的当地速度倾角与航迹偏航角值的控制，飞行终点速度为4605m/s。由图6可知，随着飞行过程中速度逐渐减小，马赫数逐渐降低。且随着高度的降低，大气密度逐渐增加。由图7可知，飞行器角度的跟踪控制情况良好，飞行过程中，攻角逐渐增加，末端攻角为8.95°；侧滑角几乎保持0°不变，维持BTT飞行模式；倾侧角逐渐减小，接近终点时急剧增加，终点时倾侧角值为28.8°。由图8可知，攻角、侧滑角以及倾侧角的跟踪情况良好，除了初始调整段和接近目标时，由于指令变化迅速，使得攻角、侧滑角以及倾侧角的跟踪误差较大外，全程的跟踪误差极小。从图9可以看出，飞行器舵偏角在初始调整阶段变化较为剧烈，在滑翔状态稳定之后，升降舵偏角缓慢增加，而方向舵偏角基本维持在0°左右。从图10可以看出，飞行器的角速度变化较为平滑，且全程角速度变化未超过最大值。
由上述标称条件下的分析可知，基于本发明提供的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法能够很好地完成飞行器滑翔段的制导与姿态控制的任务需求，并实现飞行器滑翔段的姿态控制任务需求，制导与控制精度较高，且控制量的全程输出变化较为平滑。
由上述的分析可知，基于本发明提供的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法能够很好地完成飞行器滑翔段的制导与姿态控制的任务需求，并实现飞行器滑翔段的姿态控制任务需求，制导与控制精度较高，且控制量的全程输出变化较为平滑。为了更好地实现飞行器在滑翔段的飞行任务，本发明基于块动态面的方法设计了高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的控制方案，提高了飞行器的任务适应能力，验证了方法在滑翔段的有效性，有效解决高超声速飞行器制导与控制之间协调困难的问题。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (6)

1.一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，其特征在于：获取当前运动目标的地心距离rT、运动目标的纬度经度λT，将当前运动目标的地心距离rT、运动目标的纬度经度λT作为高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的输入，根据高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角，并输入到超声速飞行器的六自由度运动模型，高超声速飞行器将飞至运动目标，完成飞行任务；其中基于高超声速飞行器的几何模型，构建高超声速飞行器的六自由度运动模型，如下：
式中：V为高超声速飞行器的飞行速度，θ为当地速度倾角，σ为航迹偏航角；ωx，ωy，ωz分别为为高超声速飞行器的三轴旋转角速度，m为高超声速飞行器的质量，γV为倾侧角，Ix，Iy，Iz分别为三轴转动惯量，L,D,N为高超声速飞行器所受到的气动力，分别为升力、阻力和侧力，Mx，My，Mz分别为飞行器所受到的气动力矩，分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，气动力和气动力矩的表达式分别为:
其中，为零攻角升力系数；为升力系数相对攻角的变化率，CD为阻力系数，CN为侧力系数,均为已知量；b和c分别为高超声速飞行器横侧向参考长度和纵向参考长度,mxβ为滚转力矩对于侧滑角β的偏导数，myβ为偏航力矩对于侧滑角β的偏导数，为俯仰力矩对于侧滑角β的偏导数矩阵，为滚转力矩系数对于滚转舵偏角δx的偏导数，分别为偏航力矩系数对于方向舵偏角δy的偏导数，分别为俯仰力矩系数对于升降舵δz的偏导数，上述各量均为已知量；α的形式为：α为攻角值，ζL为升力不确定项，α＝[1 α α3]T；分别为三轴力矩不确定项；
q＝0.5ρV2为动压，ρ为大气密度，为已知量，S0为高超声速飞行器参考面积，为已知量；高超声速飞行器的六自由度运动模型中其余量的表达式如下：
μ为地球引力常数，ωe为地球自转角速度，J＝1.5J2为带谐系数，ae为地球半长轴，均为已知量；r为地心距；
面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程的输出x0为当地速度倾角θ和航迹偏航角σ，输入为升力系数CL的两个分量，面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程为：
式中：
假设以当地速度倾角θ以及航迹偏航角σ为状态量的高超声速飞行器的六自由度运动模型的目标指令x0C表示如下：
x0c＝[θcσc]T
其中θc表示高超声速飞行器飞抵运动目标的速度倾角指令，σc表示航迹偏航角指令值；
面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程为：
式中，
式中，β为侧滑角，ζ01、ζ02为ζ0的两个分量；
面向控制的高超声速飞行器绕质心动力学方程为：
式中
面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程的输出即为x2，输入为高超声速飞行器的控制舵偏角u＝[δxδyδz]T；
联立面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程、面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程，即建立高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控一体化控制模型如下：
高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案如下：
上述控制方案中：
s0为定义的第一个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x1d为第一个虚拟控制输入，k0＝diag(k01 k02)为给定的正的增益常数；ε01和ε02为待给定的饱和函数项增益；sat(s,d)为饱和函数，其定义为：
γVd为所求的倾侧角指令值，αv为所求的倾侧角指令值，均通过x1d求解得到；
s1为定义的第二个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x2d为第二个动态面的虚拟控制输入；k1＝diag(k11,k12,k13)为给定的正的增益常数；τ1＝diag(τ11,τ12,τ13)为滤波器的时间常数；根据该虚拟控制量x2d得到使得x1达到预期期望指令值x1d的三通道角速率虚拟输入期望值ωxd,ωyd,ωzd；
定义s2为第三个动态面，为x2与其指令值x2d的差值，u为第三个动态面的控制输入；k2＝diag(k21 k22 k23)为给定的正的增益常数，τ2＝diag(τ21,τ22,τ23)为滤波器的时间常数，根据三通道角速率虚拟输入期望值x2d得到设计舵偏角输入u以完成对飞行器姿控***的稳定控制和制导控制。
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，其特征在于：所述高超声速飞行器为吸气式通用高超声速飞行器。
3.根据权利要求1或2所述的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，其特征在于：高超声速飞行器飞抵运动目标的速度倾角指令如下：
航迹偏航角指令值σc的表达式为
4.根据权利要求3所述的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，其特征在于：通过面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程求出x1＝[α β γV]T，代入高超声速变形飞行器的气动力表达式，可求出升力系数CL，进而可求得面向控制的高超声速变形飞行器相对于运动目标的运动方程的输入
所述面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程其输入为高超声速飞行器的三轴旋转角速度矢量x2＝[ωxωyωz]T。
5.一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化***，其特征在于，包括：
目标信息采集模块，用于采集当前运动目标相对于高超声速飞行器的地心距离rT、运动目标的纬度φT、经度λT；
制导模块，接收目标信息采集模块采集到的目标信息，并输入到预先加载在该模块上的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型，根据预先设计好的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角；
姿控-控制模块，接收制导模块生成的控制舵偏角，并输入到预先加载在该模块上的超声速飞行器的六自由度运动模型中，完成高超声速飞行器的稳定运动以及实现对制导指令的跟踪控制；
其中基于高超声速飞行器的几何模型，构建高超声速飞行器的六自由度运动模型，如下：
式中：V为高超声速飞行器的飞行速度，θ为当地速度倾角，σ为航迹偏航角；ωx，ωy，ωz分别为为高超声速飞行器的三轴旋转角速度，m为高超声速飞行器的质量，γV为倾侧角，Ix，Iy，Iz分别为三轴转动惯量，L,D,N为高超声速飞行器所受到的气动力，分别为升力、阻力和侧力，Mx，My，Mz分别为飞行器所受到的气动力矩，分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，气动力和气动力矩的表达式分别为:
其中，为零攻角升力系数；为升力系数相对攻角的变化率，CD为阻力系数，CN为侧力系数,均为已知量；b和c分别为高超声速飞行器横侧向参考长度和纵向参考长度,mxβ为滚转力矩对于侧滑角β的偏导数，myβ为偏航力矩对于侧滑角β的偏导数，为俯仰力矩对于侧滑角β的偏导数矩阵，为滚转力矩系数对于滚转舵偏角δx的偏导数，分别为偏航力矩系数对于方向舵偏角δy的偏导数，分别为俯仰力矩系数对于升降舵δz的偏导数，上述各量均为已知量；α的形式为：α为攻角值，ζL为升力不确定项，α＝[1 α α3]T；分别为三轴力矩不确定项；
q＝0.5ρV2为动压，ρ为大气密度，为已知量，S0为高超声速飞行器参考面积，为已知量；高超声速飞行器的六自由度运动模型中其余量的表达式如下：
μ为地球引力常数，ωe为地球自转角速度，J＝1.5J2为带谐系数，ae为地球半长轴，均为已知量；r为地心距；
面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程的输出x0为当地速度倾角θ和航迹偏航角σ，输入为升力系数CL的两个分量，面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程为：
式中：
假设以当地速度倾角θ以及航迹偏航角σ为状态量的高超声速飞行器的六自由度运动模型的目标指令x0C表示如下：
x0c＝[θcσc]T
其中θc表示高超声速飞行器飞抵运动目标的速度倾角指令，σc表示航迹偏航角指令值；
面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程为：
式中，
式中，β为侧滑角，ζ01、ζ02为ζ0的两个分量；
面向控制的高超声速飞行器绕质心动力学方程为：
式中
面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程的输出即为x2，输入为高超声速飞行器的控制舵偏角u＝[δx δy δz]T；
联立面向控制的高超声速飞行器航程和方位误差控制的制导方程、面向控制的高超声速飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速飞行器绕质心运力学方程，即建立高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控一体化控制模型如下：
高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案如下：
上述控制方案中：
s0为定义的第一个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x1d为第一个虚拟控制输入，k0＝diag(k01 k02)为给定的正的增益常数；ε01和ε02为待给定的饱和函数项增益；sat(s,d)为饱和函数，其定义为：
γVd为所求的倾侧角指令值，αv为所求的倾侧角指令值，均通过x1d求解得到；
s1为定义的第二个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x2d为第二个动态面的虚拟控制输入；k1＝diag(k11,k12,k13)为给定的正的增益常数；τ1＝diag(τ11,τ12,τ13)为滤波器的时间常数；根据该虚拟控制量x2d得到使得x1达到预期期望指令值x1d的三通道角速率虚拟输入期望值ωxd,ωyd,ωzd；
定义s2为第三个动态面，为x2与其指令值x2d的差值，u为第三个动态面的控制输入；k2＝diag(k21 k22 k23)为给定的正的增益常数，τ2＝diag(τ21,τ22,τ23)为滤波器的时间常数，根据三通道角速率虚拟输入期望值x2d得到设计舵偏角输入u以完成对飞行器姿控***的稳定控制和制导控制。
6.一种高超声速飞行器，包括机体与设在机体内的机载电路板，所述机载电路板上设有处理器与存储器，其特征在于：所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至4中任一权利要求所述的高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法的步骤。
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