一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法技术

本发明专利技术提出一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法，包括如下步骤：步骤一：构建滑翔式高超声速飞行器再入段三自由度动力学模型；步骤二：构建滑翔式高超声速飞行器速度调节控制方案；步骤三：构建多滑翔式高超声速飞行器编队控制模型；步骤四：构建多滑翔式高超声速飞行器编队控制方案。采用基于在线预测的纵向机动速度调节方案，设计编队控制模型与编队控制器，结合飞行器的速度调节，实现可接受误差范围内的编队控制，在此过程中，充分考虑了弹间距约束问题，给出详细的解决方案，实现弹间距控制，最后考虑了编队避障问题，多飞行器可以成功绕开禁飞区，实现编队避障功能。避障功能。避障功能。

【技术实现步骤摘要】
一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法


[0001]本专利技术涉及滑翔式高超声速飞行器编队控制方法，尤其涉及一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法。

技术介绍

[0002]“高超声速”这个概念在1945年由钱学森先生提出，所谓高超声速飞行器即飞行速度超过5马赫的飞机、导弹等。高超声速飞行器的主要特点有飞行速度快，可在两个小时实现全球范围的侦察打击，射程远，威力大，并且很难被雷达发现，其还有很强的突防能力强，面对敌方拦截，可以迅速突防，打击核心目标。高超声速飞行器广泛应用在军事领域，前景广阔，是国内外争相研究的重点。滑翔式高超声速飞行器控制技术研究相对成熟，并且世界军事强国均已完成对高超声速滑翔导弹的战略装备。
[0003]随着高超声速飞行器的发展，一些国家意识到其威胁，开始对远程探测预警、全弹道拦截、高新防御武器进行开发试验，与此同时，随着防御拦截技术的发展，当前高超声速飞行器“独狼”战术的突防能力被大大削弱。多高超声速飞行器组成编队系统，在军事战争中通过信息交互，共同协作完成目标搜索、突防等作战任务，增加对目标的打击能力，与此同时飞行器之间相互掩护，进一步增强核心目标的命中概率，所以高超声速飞行器的编队协同控制研究对于未来军事战争具有重大意义。当前使用高超声速飞行器拦截敌方高超声速飞行器的技术仍然处于方案试验中，由于高超声速飞行器速度快、机动能力强，很难实现对敌方高超声速飞行器轨迹的精准预测，使用单个高超声速飞行器去拦截具有一定的难度，所以将多高超声速飞行器进行编队后对敌方高超声速飞行器进行拦截，进一步增大命中概率。
[0004]在滑翔式高超声速飞行器编队协同控制研究领域，目前尚存在以下挑战：1.滑翔式高超声速飞行器再入段中没有速度闭环控制系统，对多飞行器编队控制造成一定困难；2.现有技术中，导弹、无人机等编队控制研究较多，但是都不适用于高超声速飞行器。基于上分析，本专利技术提出了一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法，以实现较小误差范围的多滑翔式高超声速飞行器编队。

技术实现思路

[0005]有鉴于此，本专利技术提出了一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法，以实现较小误差范围的多滑翔式高超声速飞行器编队。
[0006]本专利技术提出了一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法，包括如下步骤：
[0007]步骤一：构建滑翔式高超声速飞行器再入段三自由度动力学模型，具体为：
[0008]在考虑地球是一个均匀的圆球，并忽略地球自转的条件下，得到的滑翔式高超声速飞行器再入段三自由度模型如下：
[0009][0010]R表示飞行器质心到地球球心的距离；
[0011]表示飞行器所处的纬度；
[0012]λ表示飞行器所处的经度；
[0013]V表示飞行器的速度；
[0014]χ表示飞行器的弹道偏角；
[0015]γ表示飞行器的弹道倾角；
[0016]M表示飞行器的质量；
[0017]g0表示重力加速度；
[0018]μ表示飞行器的倾侧角；
[0019]D表示飞行器所受到的空气阻力，ρ表示大气密度，C
D
表示空气阻力系数，S表示飞行器的翼展面积；
[0020]L表示飞行器所受到的空气升力，C
L
表示空气升力系数；
[0021]步骤二：构建滑翔式高超声速飞行器速度调节控制方案，具体为：
[0022]基于步骤一中提出的三自由度动力学模型，设计基于在线预测的纵向机动滑翔式高超声速飞行器速度调节方案，设置虚拟目标作为飞行器调速的参考节点，速度调节方案包含三个阶段：根据虚拟目标进行飞行器轨迹下拉，飞行器速度快速下降，并进行速度的在线预测，所述α(t)＝Max{α
min
,α0‑
k
α,max
t}为此阶段攻角控制律；飞行器达到预期下降高度，开始上拉飞行器轨迹，控制飞行器高度，所述α(t)＝Min{α
max
,α0+k
α,max
t}为此阶段攻角控制律；达到预期高度和速度后，控制飞行器平飞，所述为此阶段攻角控制律；
[0023]t表示飞行器飞行时间；
[0024]α
min
表示飞行器所能到达的最小攻角；
[0025]α
max
表示飞行器所能到达的最大攻角；
[0026]k
α,max
表示飞行器最大的攻角变化率；
[0027]γ
expect
表示期望的飞行器弹道倾角；
[0028]γ(t)表示飞行器在t时刻的弹道倾角；
[0029]K
p
、K
i
、K
d
表示比例系数；
[0030]步骤三：构建多滑翔式高超声速飞行器编队控制模型，具体为：
[0031]基于步骤一中，滑翔式高超声速飞行器再入段中无速度闭环控制系统，在地球某一点建立飞行器发射坐标系，建立的多飞行编队控制模型如下：
[0032][0033][0034][0035][0036][0037][0038]所述x
1i
为领弹和从弹i在x方向的相对位置距离；
[0039]所述x
2i
为领弹和从弹i在x方向的相对位置距离变化率；
[0040]所述x
3i
为领弹和从弹i在y方向的相对位置距离变；
[0041]所述x
4i
为领弹和从弹i在y方向的相对位置距离变化率；
[0042]所述x
5i
为领弹和从弹i在z方向的相对位置距离；
[0043]所述x
6i
为领弹和从弹i在z方向的相对位置距离变化率；
[0044]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0045]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0046]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0047]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0048]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0049]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0050]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0051]所述
[0052]为推导编队控制模型的飞行参数；
[0053]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0054]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0055]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0056]所述为推导编队控制模型的飞行参数；
[0057]所述u
1i
＝a
dyFi
为编队控制模型输入；
[0058]所述u
2i
＝a
dzFi
为编队控制模型输入；
[0059]a
dxL
表示领弹在速度通道的加速度；...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：构建滑翔式高超声速飞行器再入段三自由度动力学模型，具体为：在考虑地球是一个均匀的圆球，并忽略地球自转的条件下，得到的滑翔式高超声速飞行器再入段三自由度模型如下：其中，R表示飞行器质心到地球球心的距离；表示飞行器所处的纬度；λ表示飞行器所处的经度；V表示飞行器的速度；χ表示飞行器的弹道偏角；γ表示飞行器的弹道倾角；M表示飞行器的质量；g0表示重力加速度；μ表示飞行器的倾侧角；D表示飞行器所受到的空气阻力，ρ表示大气密度，C
D
表示空气阻力系数，S表示飞行器的翼展面积；L表示飞行器所受到的空气升力，C
L
表示空气升力系数；步骤二：构建滑翔式高超声速飞行器速度调节控制方案，具体为：基于步骤一中提出的三自由度动力学模型，设计基于在线预测的纵向机动滑翔式高超声速飞行器速度调节方案，设置虚拟目标作为飞行器调速的参考节点，通过速度调节策略降低单飞行器速度，控制场景简单，虚拟目标设置为恒定不变的值；通过速度调节策略控制多飞行器速度协同一致，多飞行器使用同一虚拟目标作为参考点进行速度调节，采用标准状态下飞行器作为虚拟目标；步骤三：构建多滑翔式高超声速飞行器编队控制模型，具体为：基于步骤一中，滑翔式高超声速飞行器再入段中无速度闭环控制系统，在地球某一点建立飞行器发射坐标系，建立的多飞行编队控制模型如下：建立飞行器发射坐标系，建立的多飞行编队控制模型如下：建立飞行器发射坐标系，建立的多飞行编队控制模型如下：建立飞行器发射坐标系，建立的多飞行编队控制模型如下：建立飞行器发射坐标系，建立的多飞行编队控制模型如下：建立飞行器发射坐标系，建立的多飞行编队控制模型如下：
其中，x
1i
为领弹和从弹i在x方向的相对位置距离；x
2i
为领弹和从弹i在x方向的相对位置距离变化率；x
3i
为领弹和从弹i在y方向的相对位置距离变；x
4i
为领弹和从弹i在y方向的相对位置距离变化率；x
5i
为领弹和从弹i在z方向的相对位置距离；x
6i
为领弹和从弹i在z方向的相对位置距离变化率；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；为推导编队控制模型的飞行参数；
为推导编队控制模型的飞行参数；其中，u
1i
＝a
dyFi
为编队控制模型输入；u
2i
＝a
dzFi
为编队控制模型输入；a
dxL
表示领弹在速度通道的加速度；a
dyL
表示领弹在俯仰通道的加速度；a
dzL
表示领弹在偏航通道的加速度；a
dxFi
表示从弹i在速度通道的加速度；a
dyFi
表示从弹i在俯仰通道的加速度；a
dzFi
表示从弹i在偏航通道的加速度；表示领弹所处的纬度；λ
L
表示领弹所处的经度；V
L
表示领弹的速度；χ
L
表示领弹的弹道偏角；γ
L
表示领弹的弹道倾角；表示从弹i所处的纬度；λ
Fi
表示从弹i所处的经度；V
Fi
表示从弹i的速度；χ
Fi
表示从弹i的弹道偏角；γ
Fi
表示从弹i的弹道倾角；步骤四：构建多滑翔式高超声速飞行器编队控制方案，具体为：基于步骤三得到的多飞行编队控制模型，设计编队控制器如下：其中，表示从弹i编队控制输入矩阵；表示从弹i俯仰通道控制指令；表示从弹i偏航通道控制指令；k
1i
和k
2i
表示从弹i编队控制参数；为领弹和从弹i的相对位置误差，表示相对位置误差的导数；为编队控制模型飞行参数，A
i
‑1表示A
i
的逆；为编队控制模型飞行参数；为编队控制模型飞行参数。2.根据权利要求1所述的一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法，其特征在于：在...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏善伟，张晓燕，胡锦涛，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：