一种高空无人飞行器高精度再入制导方法
专利汇可以提供一种高空无人飞行器高精度再入制导方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 涉及一种高空无人 飞行器 高 精度 再入制导方法，第一步，完成再入段 气动 参数不确定、大气 密度 不确定及阵 风 干扰的多源干扰分析，并建立含有气以上三种干扰的高空 无人飞行器 等价干扰动 力 学模型；第二步，根据第一步中的动力学模型，设计非线性干扰观测器对高空无人飞行器再入段受到的等价干扰进行估计，得到干扰估计值；第三步，设计比例导引律完成控制任务需求；第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的比例导引律设计复合比例导引 控制器 ，完成高空无人飞行器的高精度再入制导方法。本发明采用干扰观测器与比例导引相结合的高精度再入制导方法，具有较强工程实用性，适用于高空无人飞行系统的再入制导系统中，亦适用于飞行器的巡航段及容错控制。，下面是一种高空无人飞行器高精度再入制导方法专利的具体信息内容。
1.一种高空无人飞行器高精度再入制导方法，其特征在于：包括以下步骤：
第一步，完成再入段气动参数不确定、大气密度不确定及阵风干扰的多源干扰分析，并建立含有以上三种干扰的高空无人飞行器等价干扰动力学模型；
第二步，根据第一步中的所述动力学模型，设计非线性干扰观测器对高空无人飞行器再入段受到的等价干扰进行估计，得到干扰估计值；
第三步，设计比例导引律，完成控制任务需求；
第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的比例导引律设计复合比例导引控制器，完成高空无人飞行器的高精度再入制导方法；
所述第一步中，完成再入段气动参数不确定、大气密度不确定及阵风干扰的多源干扰分析，并建立含有以上三种干扰的高空无人飞行器等价干扰动力学模型：
其中，地心到飞行器质心距离r、飞行器所在经度θ、飞行器所在纬度φ、飞行器相对地球速度V、航迹方向角ψ和航迹倾角γ； 分别为r、θ、φ、V、ψ、γ的一阶导数；σ为飞行器倾侧角，g为引力加速度，d1、d2、d3表示阵风等价干扰，d4、d5、d6表示气动参数不确定与大气密度不确定的等价干扰；L与D分别表示升力加速度与阻力加速度，表达式形式如下：
其中，ρ为大气密度，S是飞行器的参考面积，m为飞行器的质量，CL与CD分别为整体的升力系数与阻力系数，升力系数与阻力系数的气动参数模型如下：
其中，Ma为马赫数，α为攻角；CL1、CL2、CL3、CL4分别为升力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；CD1、CD2、CD3、CD4分别为阻力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；控制量选取为飞行器倾侧角σ和攻角α；
将公式(1)转化为如下状态空间表达式：
其中， 为x的一阶
导数；
所述第二步中，根据第一步中的动力学模型，设计非线性干扰观测器对高空无人飞行器再入段受到的等价干扰进行估计，得到干扰估计值：
其中，为未知等价干扰d的干扰估计值，z为干扰观测器中的中间变量，为z的一阶导数，l(x)为待确定的观测器增益，p(x)为待设计的变量矩阵，与观测器增益l(x)有如下关系：
所述第三步中，设计比例导引律完成控制任务需求如下：
设计的比例导引律为：
其中， 为飞行器的飞行角速度在垂直面内的投影角速度， 为飞行器的飞行角速度在水平面内的投影角速度，kd、kt分别为垂直导引系数和水平导引系数，λD为飞行器垂直视线角， 为垂直视线角加速度，λT为飞行器水平视线角， 为水平视线角加速度；
根据比例导引律求得如下期望航迹方向角速度 和航迹倾角速度
利用上式解算出的期望航迹方向角速度 与期望航迹倾角速度 通过对动力学模型(1)与气动参数模型(2)，联立解方程，计算出控制量飞行器倾侧角σ和攻角α，根据状态空间表达式(3)，得到比例导引等价系统输入u；
所述第四步中，设计复合比例导引控制器ue为：
其中，u为比例导引等价系统输入，为未知等价干扰d的干扰估计值。
一种高空无人飞行器高精度再入制导方法
技术领域
背景技术
发明内容
具体实施方式
3352.8m/s、航迹方向角ψ和航迹倾角γ，初始值分别为3.9rad和-0.785rad。
分别为r、θ、φ、V、ψ、γ的一阶导数。σ为飞行器倾侧角，g为引力加速度，取值为9.8m/s2，d1、d2、d3表示阵风等价干扰，d4、d5、d6表示气动参数不确定与大气密度不确定的等价干扰，L与D分别表示升力加速度与阻力加速度，表达式形式如下：
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