一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法技术

一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，步骤如下：1)建立航天器被控对象动力学方程，并设定路径约束；2)在第k个制导周期，通过导航测量，得到当前制导周期的状态；3)通过对动力学方程积分，计算预计航程；4)计算得到待飞航程；5)计算得到高度变化率参考量；6)建立含有高度变化率的解耦特征模型；7)利用投影梯度法或投影最小二乘法辨识系数；8)计算得到制导律；9)返回步骤2)下一个制导周期。9)返回步骤2)下一个制导周期。9)返回步骤2)下一个制导周期。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法


[0001]本专利技术涉及航空航天领域，特别是一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法。

技术介绍

[0002]特征建模理论是吴宏鑫院士20世纪80年代提出的，经过40多年的研究，在理论和应用上均取得了重要进展，形成了一套完整的实用性很强的自适应控制理论和方法。基于特征模型的制导方法在载人飞船，嫦娥五号试验器返回器中得到成功应用，开伞精度达到世界先进水平，因此，具有重要的应用价值和前景。基于特征模型的制导方法本质上属于数值预测制导方法，路径约束问题是数值预测制导方法的本质难点。目前基于特征模型的制导中，路径约束的实现是与预测制导律分别进行的。首先通过数值预测制导方法求取制导律，然后，当在线运行时，如果到达路径约束边界，则采用升力向上的方法。这种路径限制制导方法改变了通过预测制导方法求取的制导律，因此将在一定程度上影响制导精度；而且，即使此时采用升力完全向上的制导策略，也可能无法满足路径约束的要求。

技术实现思路

[0003]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，该方法不仅满足制导精度，而且满足路径约束。
[0004]本专利技术的技术方案是：一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，步骤如下：
[0005]1)建立航天器被控对象动力学方程，并设定路径约束；
[0006]2)在第k个制导周期，通过导航测量，得到当前制导周期的状态，其中k＝1,2,
…
；
[0007]3)通过对动力学方程积分，计算预计航程；
[0008]4)计算得到待飞航程；
[0009]5)计算得到高度变化率参考量；
[0010]6)建立含有高度变化率的解耦特征模型；
[0011]7)利用投影梯度法或投影最小二乘法辨识系数；
[0012]8)计算得到制导律；
[0013]9)返回步骤2)下一个制导周期。
[0014]所述步骤1)中航天器被控对象动力学方程具体为：
[0015][0016][0017][0018][0019][0020][0021][0022]其中，r表示距离星球中心的径向半径，θ和φ分别表示经度和纬度，V表示星球相对速度，γ和ψ分别表示星球相对速度的飞行路径角和航向角，s表示预计航程，L和D分别表示气动升力和阻力，Ω表示星球自转角速度，σ表示倾侧角，σ为所需设计的制导变量。
[0023]所述步骤1)中路径约束具体包括：
[0024]负载：
[0025]热率：
[0026]动压：
[0027]其中，ρ表示大气密度，k
Q
是已知常数，a
max
，分别表示热率、负载和动压的限制。
[0028]所述步骤2)中通过导航测量得到当前制导周期状态具体包括r(k)，θ(k)，φ(k)，V(k)，γ(k)，ψ(k)；如果V(k)＝V
*
，V
*
表示已知的终端速度，则制导结束；否则，继续执行步骤3)。
[0029]所述步骤3)的具体过程为：
[0030]由计算得到大气密度ρ，其中ρ0是在参考高度h0处的大气密度，β
r
<0表示大气密度指数表示的系数；h＝r-R0；其中，R0表示星球半径；
[0031]由和计算得到升力L和阻力D，其中R0为星球半径，S
ref
和m分别表示飞行器参考面积和质量，C
L
和C
D
分别表示升力系数和阻力系数；
[0032]以当前制导周期状态作为初值，当前制导变量u(k)＝cosσ(k)作为输入，对航天器被控对象动力学方程进行积分，积分到终端条件V＝V
*
，从而得到当前制导周期的预计航程s(k)。
[0033]所述步骤4)中待飞航程：
[0034]s
ref
＝arccos(sinθ
S
sinθ(k)+cosφ
S
cosφ(k)cos(φ(k)-φ
S
))
[0035]其中，θ
S
,φ
S
是目标点的经纬度。
[0036]所述步骤5)的具体过程为：
[0037]所述高度变化率参考量由步骤1)的动力学方程得到，sinγ
ref
表示相应于高度变化率参考量的飞行路径角参考量的正弦；针对步骤1)得到的不同的路径约束，sinγ
ref
分为如下四种情形分别进行计算；
[0038]第一种情形，对于中高升阻比飞行器，平衡滑翔条件相应的sinγ
ref
；
[0039]首先通过平衡滑翔条件计算得到飞行器平衡滑翔时的倾侧角的余弦进而计算得到
[0040]第二种情形：负载限制条件相应的其中T表示制导周期；
[0041]第三种情形，峰值热率限制条件相应的
[0042]第四种情形，动压限制条件相应的
[0043]当需要同时满足多个约束时，sinγ
ref
取各个约束条件下的最大值。
[0044]所述步骤6)建立含有高度变化率的解耦特征模型具体为：
[0045]e
s
(k+1)＝f
s
(k)e
s
(k)+g
s
(k)u(k)，
[0046]e
h
(k+1)＝f
h
(k)e
h
(k)+g
h
(k)u(k)；
[0047]其中，e
s
和e
h
分别表示航程差和高度变化率的误差：
[0048]e
s
＝s-s
ref
，
[0049][0050]系数f
s
,g
s
,属于下面的集合：
[0051]所述步骤7)的具体方法为：
[0052]令
[0053][0053][0053][0054]当采用投影梯度法算法时如下：
[0055]首先采用梯度法计算待辨识参数：
[0056][0057]其中，λ1>0,λ2>0为待调整的参数，其大小将影响参数收敛速度；I2×2是2维单位矩阵；初值为：
[0058][0059]Φ(0)＝04×2[0060]然后将辨识结果投影到
[0061][0062]最后，对进行一阶滤波：
[0063]其中，0≤F
θ
≤1；F
θ
为待调整参数，其大小将影响参数变化大小；
[0064]当采用投影最小二乘法时，如下：
[0065]首先采用最小二乘法计算待辨识参数：
[0066][0067]K(k)＝P(k-1)Φ(k-1)(Φ
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，其特征在于步骤如下：1)建立航天器被控对象动力学方程，并设定路径约束；2)在第k个制导周期，通过导航测量，得到当前制导周期的状态，其中k＝1,2,
…
；3)通过对动力学方程积分，计算预计航程；4)计算得到待飞航程；5)计算得到高度变化率参考量；6)建立含有高度变化率的解耦特征模型；7)利用投影梯度法或投影最小二乘法辨识系数；8)计算得到制导律；9)返回步骤2)下一个制导周期。2.根据权利要求1所述的一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，其特征在于：所述步骤1)中航天器被控对象动力学方程具体为：所述步骤1)中航天器被控对象动力学方程具体为：所述步骤1)中航天器被控对象动力学方程具体为：所述步骤1)中航天器被控对象动力学方程具体为：所述步骤1)中航天器被控对象动力学方程具体为：所述步骤1)中航天器被控对象动力学方程具体为：所述步骤1)中航天器被控对象动力学方程具体为：其中，r表示距离星球中心的径向半径，θ和φ分别表示经度和纬度，V表示星球相对速度，γ和ψ分别表示星球相对速度的飞行路径角和航向角，s表示预计航程，L和D分别表示气动升力和阻力，Ω表示星球自转角速度，σ表示倾侧角，σ为所需设计的制导变量。3.根据权利要求2所述的一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，其特征在于：所述步骤1)中路径约束具体包括：负载：热率：动压：其中，ρ表示大气密度，k
Q
是已知常数，a
max
，分别表示热率、负载和动压的限制。4.根据权利要求2所述的一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，其特征在于：所述步骤2)中通过导航测量得到当前制导周期状态具体包括r(k)，θ(k)，φ(k)，V(k)，γ(k)，ψ(k)；如果V(k)＝V
*
，V
*
表示已知的终端速度，则制导结束；否则，继续执行步骤3)。5.根据权利要求4所述的一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，其特征在于：
所述步骤3)的具体过程为：由计算得到大气密度ρ，其中ρ0是在参考高度h0处的大气密度，β
r
<0表示大气密度指数表示的系数；h＝r-R0；其中，R0表示星球半径；由和计算得到升力L和阻力D，其中R0为星球半径，S
ref
和m分别表示飞行器参考面积和质量，C
L
和C
D
分别表示升力系数和阻力系数；以当前制导周期状态作为初值，当前制导变量u(k)＝cosσ(k)作为输入，对航天器被控对象动力学方程进行积分，积分到终端条件V＝V
*
，从而得到当前制导周期的预计航程s(k)。6.根据权利要求5所述的一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法，其特征在于：所述步骤4)中待飞航程：s
ref
＝arccos(sinθ
S
sinθ(k)+cosφ
S
cosφ(k)c...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟斌，唐青原，王晓磊，解永春，吴宏鑫，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：