一种基于扰动补偿思想的RLV进场着陆段制导律获取方法技术

一种基于扰动补偿思想的RLV进场着陆段制导律获取方法，首先根据RLV着陆段标称轨迹计算高度偏差及侧向距离偏差；然后，根据标称轨迹的跟踪偏差，利用李雅普诺夫定理得到期望的航迹倾角和方向角，即虚拟控制律；最后，采用反步设计法提出了可保证制导回路具有稳定性的制导获取方法。设计过程中，通过分析气动数据，得到制导回路的不确定性上界，并引入补偿项对其进行抑制，使制导系统对扰动等不确定性具有渐近稳定性。本发明专利技术方法能够有效的克服RLV制导系统所受不确定性的影响，从而提高制导精度。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种可重复使用飞行器(RLV)的着陆制导律获取方法。
技术介绍
可重复使用飞行器(Reusablelaunchvehicles，RLV)是一种空天往返飞行器，兼有航天器和航空器的特点和功能，即可在轨停留完成各种空间任务，也可像飞机一样安全准确地返回地面。由于具有可重复使用的特点，RLV将成为人类廉价探索宇宙的高可靠运载工具和争夺制天权的军事武器。因此，世界各主要强国不断在它的研制方面投入巨大力量，进行新的研究与探索。RLV的返回再入段通常分为初期再入段、末端能量管理段和进场着陆段，其中进场着陆段对制导和控制精度的要求最高，而无动力滑翔的飞行方式又使其不具备复飞能力，若制导或控制方法出现失稳现象或不能满足精度要求，可能会造成RLV无法安全着陆，甚至导致灾难性的后果。在着陆过程中，气动数据、大气密度的不确定性，以及风等外来扰动均对RLV的飞行造成影响，因此所使用的制导律必须对这些不确定性或扰动具有较强的鲁棒性，从而提高着陆成功率。综合考虑着陆过程飞行器本身及外界存在的不确定性，提出具有较强鲁棒性和高精度的制导律获取方法，克服扰动及不确定性使得RLV成功实现高精度着陆是亟需解决的问题。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种基于扰动补偿思想的RLV进场着陆段制导律获取方法，充分考虑了着陆过程中飞行器本身及外来的不确定性和扰动，利用李雅普诺夫方法和反步设计法设计了制导律，设计过程中引入扰动和不确定性的补偿项，使制导律具有鲁棒性，根据李雅普诺夫方法和收敛速度要求确定控制参数，使着陆标称轨迹的跟踪误差具有渐近收敛性。本专利技术所采用的技术解决方案是：一种基于扰动补偿思想的RLV进场着陆段制导律获取方法，包括如下步骤：步骤一、根据获取的RLV的当前高度h、RLV距机场跑道的侧向距离s及预先确定的RLV着陆标称轨迹hc，计算获得RLV的高度偏差和侧向偏差步骤二、根据RLV着陆标称轨迹hc和RLV质点运动学方程建立着陆标称轨迹跟踪误差微分方程其中，v为RLV的速度，γ为RLV的航迹倾角，χ为RLV的方向角；步骤三、设计虚拟控制律一为使得RLV跟踪步骤一所预先确定的RLV着陆标称轨迹；其中，c1,c2为待确定的设计参数，c1,c2根据李雅普诺夫函数收敛至零点的收敛速度确定；γ*为期望的航迹倾角，χ*为期望的方向角；V1为着陆标称轨迹跟踪误差；c1>0,c2>0；步骤四、在RLV着陆标称轨迹上选取N个特征点，分别计算每个特征点的升力不确定性Δ+＝|L+-L0|、Δ-＝|L--L0|，并确定不确定性上界ΔM；其中，N为正整数；L0为特征点对应的标称升力；L+为特征点对应的考虑气动数据最大正向偏差的升力；L-为特征点对应的考虑气动数据最大负向偏差的升力；步骤五，根据RLV质点动力学方程及步骤三中设计的虚拟控制律一，获得航迹倾角和方向角的误差方程为γ~·=-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγχ~·=-χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ;]]>其中，g为重力加速度，L为RLV的升力，σ为RLV的倾侧角，Δγ为纵向通道中风产生的干扰力及因气动数据不确定性而产生的不确定项，Δχ为横向通道中风产生的干扰力及因气动数据不确定性而产生的不确定项，m为RLV的质量；RLV的航迹倾角γ对期望的航迹倾角γ*的误差RLV的方向角χ对期望的方向角χ*的误差步骤六、设计虚拟控制律二为u*1=Lcosσ=mv(-k1γ~+gcosγv-h~v+γ·*-sgn(γ~)ΔM)u*2=Lsinσ=mvcosγ(-k2χ~-svcosγ+χ·*-sgn(χ~)ΔM),]]>使得RLV的航迹倾角γ和方向角χ跟踪步骤三设计的虚拟控制律一；其中，k1,k2为待确定的设计参数，k1>0,k2>0；k1,k2根据李雅普诺夫函数收敛至零点的收敛速度确定；u*1为期望的纵向升力分量；u*2为期望的侧向升力分量；步骤七、利用饱和函数代替步骤六中虚拟控制律二中的sgn函数，获得δ为正数；步骤八、根据步骤七中获得的u*1、u*2计算期望的升力L*和期望的倾侧角并根据期望的升力L*、标称气动数据及当前飞行状态反插值获得期望的攻角α*；步骤九、将步骤八获得的期望的攻角α*和期望的倾侧角σ*作为最终制导律，实现RLV对着陆标称轨迹的跟踪。所述步骤三中通过调节设计参数c1,c2使得李雅普诺夫函数收敛至零点的收敛速度满足和s在40s内收敛到1m以内。所述步骤六中通过调节设计参数k1,k2使得李雅普诺夫函数收敛至零点的收敛速度满足使得和s可在40s内收敛到1m以内、和在5s内收敛到0.5°以内。所述不确定性上界ΔM＝(1+10％)Δ，其中，Δ为升力不确定性Δ+、Δ-中的最大值。所述纵向通道中风产生的干扰力及因气动数据不确定性而产生的不确定项Δγ、横向通道中风产生的干扰力及因气动数据不确定性而产生的不确定项Δχ满足：Δγ≤ΔM,Δχ≤ΔM。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)本专利技术方法在反步设计法的框架下设计制导律，从而在理论上确保了制导系统整体上的稳定性，可为制导参数的选取及系统的鲁棒性分析提供理论依据；(2)本专利技术方法综合分析气动数据和大气密度的不确定性，引入不确定性和扰动的补偿项，直接抵消不确定性或扰动的影响，从而避免了存在扰动情况下系统状态不能收敛到零的问题，即使得制导系统具有渐近稳定性；(3)本专利技术与现有技术相比，某些制导律需要通过较大幅值的制导指令抑制不确定性或扰动的影响，而当控制系统能力不足时，将导致有效跟踪制导指令信号，本专利技术方法通过引入不确定性和扰动的补偿项，可避免该问题，无需过大的制导增益即可得到满意的制导精度；(4)通过本专利技术所提出的制导律获取方法，可将最终的制导精度转化为李雅普诺夫函数的收敛范围，因此可依据李雅普诺夫函数的收敛速度及其收敛范围调节制导系数，以获得满意的制导效果，为参数的选取提供了依据，提高了制导精度。附图说明图1为本专利技术方法的流程框图；图2为本专利技术方法作用下RLV的高度曲线；图3为本专利技术方法作用下RLV的侧向偏差曲线；图4为本专利技术方法作用下RLV的航迹倾角曲线；图5为本专利技术方法作用下RLV的方向角曲线；图6为本专利技术方法获得攻角制导律指令曲线；图7为本专利技术方法获得倾侧角制导律指令曲线。具体实施方式本专利技术基于跟踪着陆标称轨迹的制导思想，利用反步设计法和扰动补偿思想进行RLV进场着陆段的制导律设计。根据RLV进场着陆段制导非线性模型，采用反步设计法提出可保证制导回路整体上具有稳定性的制导律获取方法，并引入扰动补偿项对因气动数据、大气密度和风等外来扰动而产生的不确定性进行补偿，使着陆标称轨迹的跟踪误差可渐近收敛，也可根据李雅普诺夫理论通过调节控制增益获得满意的收敛速度。如图1所示，为本专利技术本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于扰动补偿思想的RLV进场着陆段制导律获取方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、根据获取的RLV的当前高度h、RLV距机场跑道的侧向距离s及预先确定的RLV着陆标称轨迹hc，计算获得RLV的高度偏差和侧向偏差步骤二、根据RLV着陆标称轨迹hc和RLV质点运动学方程建立着陆标称轨迹跟踪误差微分方程其中，v为RLV的速度，γ为RLV的航迹倾角，χ为RLV的方向角；步骤三、设计虚拟控制律一为使得RLV跟踪步骤一所预先确定的RLV着陆标称轨迹；其中，c1,c2为待确定的设计参数，c1,c2根据李雅普诺夫函数收敛至零点的收敛速度确定；γ*为期望的航迹倾角，χ*为期望的方向角；V1为着陆标称轨迹跟踪误差；c1>0,c2>0；步骤四、在RLV着陆标称轨迹上选取N个特征点，分别计算每个特征点的升力不确定性Δ+＝|L+‑L0|、Δ‑＝|L‑‑L0|，并确定不确定性上界ΔM；其中，N为正整数；L0为特征点对应的标称升力；L+为特征点对应的考虑气动数据最大正向偏差的升力；L‑为特征点对应的考虑气动数据最大负向偏差的升力；步骤五，根据RLV质点动力学方程及步骤三中设计的虚拟控制律一，获得航迹倾角和方向角的误差方程为γ~·=-g cosγv-γ·*+L cosσmv+Δγχ~·=-χ·*+L sinσmv cosγ+Δχ;]]>其中，g为重力加速度，L为RLV的升力，σ为RLV的倾侧角，Δγ为纵向通道中风产生的干扰力及因气动数据不确定性而产生的不确定项，Δχ为横向通道中风产生的干扰力及因气动数据不确定性而产生的不确定项，m为RLV的质量；RLV的航迹倾角γ对期望的航迹倾角γ*的误差RLV的方向角χ对期望的方向角χ*的误差步骤六、设计虚拟控制律二为u*1=L cosσ=mv(-k1γ~+g cosγv-h~v+γ·*-sgn(γ~)ΔM)u*2=L sinσ=mv cosγ(-k2χ~-sv cosγ+χ·*-sgn(χ~)ΔM),]]>使得RLV的航迹倾角γ和方向角χ跟踪步骤三设计的虚拟控制律一；其中，k1,k2为待确定的设计参数，k1>0,k2>0；k1,k2根据李雅普诺夫函数收敛至零点的收敛速度确定；u*1为期望的纵向升力分量；u*2为期望的侧向升力分量；步骤七、利用饱和函数代替步骤六中虚拟控制律二中的sgn函数，获得δ为正数；步骤八、根据步骤七中获得的u*1、u*2计算期望的升力L*和期望的倾侧角并根据期望的升力L*、标称气动数据及当前飞行状态反插值获得期望的攻角α*；步骤九、将步骤八获得的期望的攻角α*和期望的倾侧角σ*作为最终制导律，实现RLV对着陆标称轨迹的跟踪。...

【技术特征摘要】
1.一种基于扰动补偿思想的RLV进场着陆段制导律获取方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、根据获取的RLV的当前高度h、RLV距机场跑道的侧向距离s及预先确定的RLV着陆标称轨迹hc，计算获得RLV的高度偏差和侧向偏差步骤二、根据RLV着陆标称轨迹hc和RLV质点运动学方程建立着陆标称轨迹跟踪误差微分方程其中，v为RLV的速度，γ为RLV的航迹倾角，χ为RLV的方向角；步骤三、设计虚拟控制律一为使得RLV跟踪步骤一所预先确定的RLV着陆标称轨迹；其中，c1,c2为待确定的设计参数，c1,c2根据李雅普诺夫函数收敛至零点的收敛速度确定；γ*为期望的航迹倾角，χ*为期望的方向角；V1为着陆标称轨迹跟踪误差；c1>0,c2>0；步骤四、在RLV着陆标称轨迹上选取N个特征点，分别计算每个特征点的升力不确定性Δ+＝|L+-L0|、Δ-＝|L--L0|，并确定不确定性上界ΔM；其中，N为正整数；L0为特征点对应的标称升力；L+为特征点对应的考虑气动数据最大正向偏差的升力；L-为特征点对应的考虑气动数据最大负向偏差的升力；步骤五，根据RLV质点动力学方程及步骤三中设计的虚拟控制律一，获得航迹倾角和方向角的误差方程为γ~·=-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγχ~·=-χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ;]]>其中，g为重力加速度，L为RLV的升力，σ为RLV的倾侧角，Δγ为纵向通道中风产生的干扰力及因气动数据不确定性而产生的不确定项，Δχ为横向通道中风产生的干扰力及因气动数据不确定性而产生的不确定项，m为RLV的质量；RLV的航迹倾角γ对期望的航迹倾角γ*的误差RLV的方向角χ对期望的方向角χ*的误差步骤六、设计虚拟控制律二为u*1=Lcosσ=mv(-k1γ~+g...

【专利技术属性】
技术研发人员：严晗，何英姿，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11