CN112525221A - 一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法,(1)建立考虑地球自转的航天器再入制导动力学无量纲方程;(2)将飞行器的热率限制、负载限制和动压限制转化为高度参考值;(3)将飞行器纵向动力学状态进行微分同胚变换,得到以航程和高度导数作为状态的模型;(4)针对航程模型设计自抗扰制导律;(5)针对高度导数模型设计自抗扰制导律;(6)设计制导律。本发明所提出的方法可以用于高超声速飞行器,(载人)飞船、深空探测进入航天器、气动捕获,具有较好的通用性。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天领域,特别是一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法。
背景技术
制导是航天器再入(进入)的关键技术之一,也是目前国内外航天领域的重点研究方向。由于在轨计算机性能的提高,数值预测校正制导方法在轨应用成为可能,因此也成为目前的研究热点。目前,数值预测校正制导方法是在每个制导周期,采用梯度法,由位置误差求制导变量。为了使得制导变量收敛,在每个制导周期需要对动力学积分多次,因此所需计算量大;并且当存在不确定性时,难以保证梯度法收敛;针对路径限制问题,跟踪高度参考量是当前的最新技术,但是需要离线设计反馈系数,缺乏适应性。
发明内容
本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提出了一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法,具有快速性、收敛性和适应性,因此是一种先进的数值预测校正制导方法。本发明所提出的方法可以用于高超声速飞行器,(载人)飞船、深空探测进入航天器、气动捕获,具有较好的通用性。
本发明的技术方案是:一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法,步骤如下:
(1)建立考虑地球自转的航天器再入制导动力学无量纲方程;
(2)将飞行器的热率限制、负载限制和动压限制转化为高度参考值;
(3)将飞行器纵向动力学状态进行微分同胚变换,得到以航程和高度导数作为状态的模型;
(4)针对航程模型设计自抗扰制导律;
(5)针对高度导数模型设计自抗扰制导律;
(6)设计制导律。
所述步骤(1)建立的方程为:
其中,r表示地心距,θ和φ分别表示经度和纬度,V表示地球相对速度,γ和ψ分别表示飞行路径角和航向角,s表示预计航程;σ表示倾侧角,为制导输入;Ω表示地球自转角速度;L和D分别表示气动升力和阻力,
R0表示地球半径,Sref和m分别表示飞行器的参考面积和质量,CL和CD分别表示升力和阻力系数,ρ表示大气密度,
ρ0是在参考高度h0处的大气密度,βr<0,
h=r-R0 (5)
其中:
sinγref=max{sinγ,W1,W2,W3} (10)
其中,T表示制导周期。
所述步骤(3)得到的模型为:
其中,
y1=s, (19)
所述步骤(4)的具体过程为:
则航程模型公式写为
针对公式(25),设计自抗扰自适应制导律,
其中,微分方程公式(26)的初值均选0;y1=s通过对动力学公式(1)积分得到;sref为当前位置距离和目标位置的距离
sref=arccos(sinθSsinθ+cosφScosφcos(φ-φS)) (27)
所述步骤(5)的具体过程为:
记U2=Lcosγcosσ (28)
则高度导数模型公式(18)写为
针对公式(30),设计自抗扰自适应制导律:
所述步骤(6)设计的制导律具体为:
本发明与现有技术相比的优点在于:
(1)本发明所提出的基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法,在每个制导周期仅计算一次制导量,相比于目前已有数值预测校正制导方法,具有快速性。目前已有的数值预测校正制导方法在每个制导周期,采用梯度法,在每个制导周期需要对动力学积分多次,所需计算量大。
(2)本发明所提出的基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法,与已有数值预测校正制导方法相比,具有更强的鲁棒性、收敛性和自适应性。目前已有的数值预测校正制导方法在每个制导周期,采用梯度法,当存在不确定性时,难以保证梯度法收敛;针对路径限制问题,需要离线设计反馈系数,缺乏适应性。本发明提出的方法,采用扩张状态观测器对付不确定性问题,在线调整反馈系数,因此具有更强的鲁棒性、收敛性和自适应性。
(3)本发明所提出的方法可以用于高超声速飞行器,(载人)飞船、深空探测进入航天器、气动捕获,具有较好的通用性。
附图说明
图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
本发明针对现有技术的不足,提出一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法,如图1所示,本发明通过步骤(1)-步骤(6)实现。
步骤(1).考虑地球自转的航天器再入制导动力学无量纲方程
其中,r表示地心距,θ和φ分别表示经度和纬度,V表示地球相对速度,γ和ψ分别表示飞行路径角和航向角,s表示预计航程;σ表示倾侧角,为制导输入;Ω表示地球自转角速度;L和D分别表示气动升力和阻力,
R0表示地球半径,Sref和m分别表示飞行器的参考面积和质量,CL和CD分别表示升力和阻力系数,ρ表示大气密度,
ρ0是在参考高度h0处的大气密度,ρ0和h0已知,βr<0已知,
h=r-R0 (5)
步骤(2).将飞行器的热率限制、负载限制和动压限制转化为高度参考值,
其中:
sinγref=max{sinγ,W1,W2,W3} (10)
其中,T表示制导周期。
公式(9)是由如下过程推导得到。通过对上述限制公式(6)-公式(8)进行微分,然后引入预测控制的方法,采用线性插值求微分,即可以得到飞行路径角的正弦sinγ和路径约束的关系。针对不同的路径约束,包括如下三种情形。
第一种情形:峰值热率限制公式(6),
第二种情形:负载限制公式(7),
第三种情形:动压限制公式(8),
进一步,按照公式(10)定义sinγref。其意义在于,一方面,当某一限制被违背时,也即
sinγ≤W1,或者sinγ≤W2,或者sinγ≤W3时,
sinγref=W1,或者sinγref=W2,或者sinγref=W3
另一方面,当不违背任一个限制时,
sinγref=sinγ
最后,由动力学公式(1)的第1个方程,和公式(10),显然可以得到公式(9)。
步骤(3).将飞行器纵向动力学状态进行微分同胚变换,得到以航程和高度导数作为状态的模型,
其中,
y1=s (19)
公式(17)和(18)是通过如下步骤推导来的。不考虑地球自转的纵向制导方程为
按照公式(19)定义y1。对y1求二阶导数,可以得到
代入公式(3)和公式(21),即可得到公式(17)。
按照公式(20)定义y2。对y2求一阶导数,可得
代入公式(3),公式(20)和公式(21),即可得到公式(18)。
选取新状态:
z1=y1=s
z4=r
下面论证该变换是微分同胚的。记
x=[r V γ s]T
z=[z1 z2 z3 z4]T
对变换求导,可得,
步骤(4).针对航程模型设计自抗扰制导律。
针对公式(17),记
则航程模型公式(17)可以写为
针对公式(25),设计自抗扰自适应制导律,
其中,微分方程公式(26)的初值均选0;y1=s通过对动力学公式(1)积分得到,因此,该方法称为数值预测校正制导方法;sref为当前位置距离和目标位置的距离,
sref=arccos(sinθSsinθ+cosφScosφcos(φ-φS)) (27)
步骤(5).针对高度导数模型设计自抗扰制导律。
针对公式(18),记
U2=Lcosγcosσ (28)
则高度导数模型公式(18)可以写为
针对公式(30),设计自抗扰自适应制导律:
其中,微分方程公式(31)的初值均选0;由步骤(2)公式(9)给出,由一阶跟踪微分器给出;由状态量测和动力学方程公式(1)给出;p1,p2,k是待调整参数,调整方法在专著(韩京清,《自抗扰控制技术》)中有详细介绍。
步骤(6).设计制导律,
公式(32)由下面的方法推导得出。联立公式(23)和公式(28),通过求最小二乘解可以得到公式(32)。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
Claims (7)
1.一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法,其特征在于步骤如下:
(1)建立考虑地球自转的航天器再入制导动力学无量纲方程;
(2)将飞行器的热率限制、负载限制和动压限制转化为高度参考值;
(3)将飞行器纵向动力学状态进行微分同胚变换,得到以航程和高度导数作为状态的模型;
(4)针对航程模型设计自抗扰制导律;
(5)针对高度导数模型设计自抗扰制导律;
(6)设计制导律。
2.根据权利要求1所述的一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法,其特征在于:所述步骤(1)建立的方程为:
其中,r表示地心距,θ和φ分别表示经度和纬度,V表示地球相对速度,γ和ψ分别表示飞行路径角和航向角,s表示预计航程;σ表示倾侧角,为制导输入;Ω表示地球自转角速度;L和D分别表示气动升力和阻力,
R0表示地球半径,Sref和m分别表示飞行器的参考面积和质量,CL和CD分别表示升力和阻力系数,ρ表示大气密度,
ρ0是在参考高度h0处的大气密度,βr<0,
h=r-R0 (5)
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