滑翔式飞行器再入制导与控制方法研究

《滑翔式飞行器再入制导与控制方法研究》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在学术论文-天天文库。

1、滑翔式飞行器再入制导与控制方法研究吴旭忠2015年1月中图分类号：V412.4,V448.2UDC分类号：629.7滑翔式飞行器再入制导与控制方法研究作者姓名吴旭忠学院名称宇航学院指导教师唐胜景教授答辩委员会主席刘莉教授申请学位级别工学博士学科专业航空宇航科学与技术学位授予单位北京理工大学论文答辩日期2015年1月23日ResearchonEntryGuidanceandControlAlgorithmforGlideVehicleCandidateName：XuzhongWuSchoolorDepartment:SchoolofAerospaceEngineer

2、ingFacultyMentor:Prof.ShengjingTangChair,ThesisCommittee：Prof.LiLiuDegreeApplied:DoctorofPhilosophyMajor：AeronauticalandAstronauticalMajor：ScienceandTechnologyDegreeby:BeijingInstituteofTechnologyTheDateofDefence：January23，2015北京理工大学博士学位论文摘要滑翔式飞行器以高超声速进入大气层，并于再入过程中采用无动力飞行。由于具有相对较高的升阻比

3、，滑翔式飞行器拥有良好的机动能力，制导控制系统可以通过改变升力的方向来控制其飞行轨迹。然而，再入段的飞行任务多变、飞行时间长、速度和位置变化大、飞行环境变化剧烈等特点，给滑翔式飞行器再入制导和控制系统的设计带来困难和挑战。本文研究滑翔式飞行器再入的制导和控制方法，研究着眼于以下三方面：在线轨迹规划、轨迹跟踪制导、再入姿态控制。所研究的内容主要分为如下四部分：第一，提出了一种新的可以满足地理约束以及其他路径约束的三维自主再入制导律。该制导律可以分为轨迹规划器和轨迹跟踪器。轨迹规划器可以在线规划参考轨迹。在规划过程中，将参考轨迹分为初始下降段和滑翔段。初始下降段的轨迹

4、规划采用定常攻角和倾侧角策略设计。滑翔段的轨迹规划同时考虑飞行器的纵向运动和侧向运动。在阻力加速度-能量平面内，纵向子规划器通过对再入走廊的上下界插值来生成可行的参考轨迹。倾侧角大小可以通过参考阻力加速度剖面计算，而倾侧角符号则是由侧向子规划器确定的。侧向子规划器针对航路点约束采用两次倾侧角反转策略，针对禁飞区约束采用动态方向角误差走廊策略。轨迹规划需要反复迭代使用纵向子规划器和侧向子规划器，直至生成的参考轨迹满足所有的路径约束。在轨迹跟踪方面，提出了一种新的基于自抗扰控制的再入轨迹跟踪制导律。此外，对所提出再入制导方法进行了适应性测试和MonteCarlo数值仿

5、真，结果表明所提出的制导方法能够适应不同的飞行任务，并能在满足地理约束下使滑翔式飞行器精确飞至目标点。第二，为了提高再入制导律的实时性和鲁棒性，提出一种基于滚动时域控制和间接Legendre伪谱法的轨迹跟踪制导律。首先将参考轨迹的跟踪问题转化为轨迹状态调节问题，从而获得一个线性时变系统的最优控制问题；然后采用滚动时域控制结合基于间接Legendre伪谱法的最优反馈控制算法设计出一种易于在线实现的制导律。基于上述工作完成了亚轨道滑翔式飞行器制导过程的3自由度数值仿真研究工作。数值仿真结果表明该制导方法在初始点状态存在较大范围偏差和气动参数存在较大误差的情况下具有良好

6、的鲁棒性。第三，研究在大范围系统不确定和外界扰动下滑翔式飞行器的有限时域姿态控制问题，同时需要考虑冗余舵的分配。首先，利用反馈线性化技术消除运动方程的非线I北京理工大学博士学位论文性，从而建立姿态控制器的基本模型。然后，基于该基本模型，提出两种结合扰动观测器的时变滑模控制方法。一种方法基于边界层方法，另一种方法基于一种新的二阶滑模控制方法。对两种方法形成的闭环系统分别进行了有限时域稳定性分析。最后，当姿态控制器生成力矩指令后，引入一种优化控制分配方法将力矩指令分配至空气动力舵和脉冲反作用力控制系统舵上。数值仿真结果表明两种基于扰动观测器的时变滑模控制方法均能够消除

7、抖振现象，同时对系统不确定和外界干扰具有较强的鲁棒性。此外，所提出的二阶滑模控制方法具有更高的控制精度。最后，为了应对再入飞行时的飞行故障，提出了一种主动容错控制策略。所提出的主动容错控制策略包括飞行故障检测方法和再入姿态控制器重构两部分。首先，建立故障存在时的飞行器动力学模型。然后，设计一种非线性鲁棒故障检测观测器，实现对飞行故障的及时观测。最后，结合自适应控制和滑模控制提出一种应对故障的控制律，一旦检测到飞行故障，控制律就切换为所提出自适应滑模控制，从而完成姿态控制器的重构。数值仿真算例将主动容错策略与经典方法进行对比，结果表明所提出的容错控制在出现飞行故障的

8、情况下仍具