高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)有限時(shí)間制導(dǎo)方法.pdf

1、高超聲速滑翔飛行器的飛行速度快、飛行空域廣，具有極大的商業(yè)和軍事價(jià)值。飛行器的運(yùn)動(dòng)具有非線性、強(qiáng)耦合、狀態(tài)大范圍快變等復(fù)雜特性，并且存在多種約束和不確定性，這給飛行器制導(dǎo)帶來(lái)很多困難。針對(duì)上述問(wèn)題，論文對(duì)高超聲速滑翔飛行器的滑翔段制導(dǎo)和精確導(dǎo)引問(wèn)題進(jìn)行深入研究，提出一種考慮不確定性的自適應(yīng)有限時(shí)間制導(dǎo)方法，使它適用于具有復(fù)雜運(yùn)動(dòng)特性的對(duì)象，能滿足多種約束，并能抑制不確定性對(duì)制導(dǎo)的不利影響，獲得較高的制導(dǎo)精度。論文主要開(kāi)展以下研究：

2、>　　針對(duì)由飛行器制導(dǎo)問(wèn)題抽象而來(lái)的一類存在擾動(dòng)的線性系統(tǒng)的控制問(wèn)題，提出一種新的有限時(shí)間線性控制方法和有限時(shí)間線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器（FT-LESO），為制導(dǎo)方法研究提供理論基礎(chǔ)。分別在狀態(tài)反饋和動(dòng)態(tài)輸出反饋條件下，研究有限時(shí)間線性控制方法，給出控制器參數(shù)與系統(tǒng)收斂速率、調(diào)節(jié)時(shí)間的解析關(guān)系，為控制器在線快速設(shè)計(jì)提供依據(jù)；提出FT-LESO來(lái)觀測(cè)系統(tǒng)中的擾動(dòng)，給出觀測(cè)器參數(shù)與觀測(cè)誤差的收斂速度、調(diào)節(jié)時(shí)間及穩(wěn)態(tài)值的解析關(guān)系，以此設(shè)計(jì)觀測(cè)器參數(shù)

3、實(shí)現(xiàn)快速準(zhǔn)確的擾動(dòng)觀測(cè)，為擾動(dòng)補(bǔ)償創(chuàng)造良好的條件。
　　針對(duì)滑翔段參考軌跡制導(dǎo)中的不確定性及多約束下的參考軌跡生成問(wèn)題，提出一種適應(yīng)參數(shù)及任務(wù)變化的三維參考軌跡自適應(yīng)生成方法，它能自主、快速的生成滿足多種約束的三維參考軌跡，適用于進(jìn)行大側(cè)向機(jī)動(dòng)的飛行任務(wù)，并具有良好的在線計(jì)算潛力?？紤]到由不確定性造成的模型參數(shù)變化，基于在線模型參數(shù)估計(jì)，通過(guò)在線生成三維參考軌跡使其適應(yīng)模型參數(shù)的變化；考慮飛行過(guò)程中變更目標(biāo)的情況，基于更新的目標(biāo)信

4、息，在線生成三維參考軌跡使其適應(yīng)飛行中改變目標(biāo)的飛行任務(wù)。
　　針對(duì)滑翔段參考軌跡制導(dǎo)中的不確定性及控制約束下的軌跡跟蹤控制問(wèn)題，提出考慮不確定性的自適應(yīng)有限時(shí)間軌跡跟蹤控制方法。將不確定性的綜合影響視為系統(tǒng)中的擾動(dòng)，利用擾動(dòng)觀測(cè)器對(duì)其進(jìn)行觀測(cè)，通過(guò)擾動(dòng)補(bǔ)償提高軌跡跟蹤控制效果?；谟邢迺r(shí)間控制方法設(shè)計(jì)縱向軌跡跟蹤控制律，通過(guò)在線調(diào)整控制律參數(shù)，保證控制約束的滿足，并使系統(tǒng)具有期望的收斂性能，從而獲得良好的軌跡跟蹤效果；通過(guò)傾側(cè)反

5、轉(zhuǎn)調(diào)整航向，利用臨近目標(biāo)區(qū)域時(shí)的終端航向修正來(lái)減小不確定性造成的較大終端航向偏差，提高制導(dǎo)精度。
　　針對(duì)精確導(dǎo)引階段的不確定性及多約束下的導(dǎo)引問(wèn)題，提出考慮不確定性的自適應(yīng)有限時(shí)間精確導(dǎo)引方法?；谟邢迺r(shí)間控制方法分別設(shè)計(jì)縱向?qū)б珊蛡?cè)向?qū)б?。通過(guò)擾動(dòng)觀測(cè)器觀測(cè)由不確定性造成的擾動(dòng)，并在導(dǎo)引律中對(duì)擾動(dòng)進(jìn)行補(bǔ)償，提高存在不確定性時(shí)的導(dǎo)引精度。根據(jù)飛行狀態(tài)及剩余飛行時(shí)間在線自適應(yīng)調(diào)整導(dǎo)引律參數(shù)，保證攻角、側(cè)滑角、導(dǎo)引頭視場(chǎng)等滿足過(guò)

6、程約束，同時(shí)使視線角及其轉(zhuǎn)率在終端時(shí)刻收斂到期望值，保證終端約束的滿足、獲得較高的導(dǎo)引精度。
　　通過(guò)數(shù)值仿真驗(yàn)證提出的制導(dǎo)方法，多種情況下的仿真結(jié)果表明，制導(dǎo)方法能適應(yīng)目標(biāo)固定以及飛行過(guò)程中變更目標(biāo)的飛行任務(wù)，滿足多種過(guò)程約束與終端約束，并且在存在大氣密度變化、氣動(dòng)力系數(shù)變化、未知目標(biāo)加速度、未建模動(dòng)態(tài)等多種不確定性的條件下獲得較高的制導(dǎo)精度。論文提出的制導(dǎo)方法是有效的，并且制導(dǎo)精度高于文獻(xiàn)給出的制導(dǎo)方法。論文的研究工作能為相關(guān)