[发明专利]一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统

说明书

一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统，包括：(1)选取姿态跟踪误差作为被控输出，结合控制目标及飞行器姿态动力学分析，建立三通道姿态误差特征模型；(2)通过特征模型参数的时变结构特性分析，将动压引入参数自适应更新律中，建立基于动压的参数估计模型；(3)设计自适应输出反馈控制结构，并结合期望的系统动态，确定控制器反馈系数。本发明具有对大范围快时变环境的适应性强、控制精度较高且控制器结构简单等优点，适用于高超声速飞行器高速高机动再入时姿态高精度稳定控制。

技术领域

本发明属航天航空领域，涉及一种适应大范围快时变环境的高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统。

背景技术

高超声速再入飞行器具有飞行速度快、反应时间短、机动性能强、飞行范围广、负载能力强等诸多优点，因而具有很高的军事和民用价值。再入过程中，尤其再入末段，飞行器高度、速度发生剧烈变化，加之周围稠密的大气环境，飞行器的气动特性、质心和惯性矩等均发生快速变化，导致高超声速飞行器快时变特征极为显著，使得高超声速再入飞行器姿态控制系统设计面临巨大的挑战。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种可适应大范围快时变环境的高超声速飞行器再入姿态控制方法，实现飞行环境大范围快时变情况下姿态的稳定跟踪，且利于工程实现。

本发明的技术解决方案是：

一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法，步骤如下：

(1)选取姿态跟踪误差作为被控输出，建立三通道姿态误差特征模型；

(2)针对所述三通道姿态误差特征模型，建立基于动压的参数估计模型，设计特征模型参数自适应更新律；

(3)基于所述三通道姿态误差特征模型以及所述特征模型参数自适应更新律，设计自适应输出反馈控制结构，确定控制器参数；

(4)根据所述反馈控制结构以及控制器参数，实现高超声速飞行器再入末段的姿态控制。

所述步骤(1)中三通道姿态误差特征模型的建立，具体为：采用泰勒展开的离散化方法，建立攻角通道、侧滑角和滚转角通道的姿态特征模型为：

其中，k用来描述当前的离散时刻，具体为当前连续时刻与采样周期的比值，e_α，e_β，e_γ分别为攻角跟踪误差、侧滑角跟踪误差和滚转角跟踪误差，δ_e(k)，δ_r(k)，δ_a(k)分别为升降舵偏角、方向舵偏角和副翼偏角，特征参量f_0i,f_1i,g_0i表达式如下

常数N_i0，T为采样周期，N_α0，α,β,γ分别为攻角、侧滑角和倾侧角，Δ_α,Δ_β,Δ_γ分别为三通道的未建模动态及干扰项；

c₂,c₄,c₆为转动惯量相关参数，Q为动压，V为速度，S为参考面积，l为参考长度，C_mq,C_lp,C_nr,C_lp,C_nr,为气动参数。

所述步骤(2)建立基于动压的参数估计模型具体为：

(2.1)对特征参量g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)进行结构分解：