高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法
专利汇可以提供高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种高超声速 飞行器 俯冲段制导、姿控、 变形 一体化控制方法，将当前运动目标相对于高超声速变形飞行器质心的距离、运动目标的纬度、经度作为高超声速变形飞行器俯冲段带落 角 约束的制导、 姿态 控制、变形一体化控 制模 型的输入，根据高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型的控制方案生成控制 舵 偏角及高超声速变形飞行器的变形率指令，并输入到超声速变形飞行器的六 自由度 运动模型，高超声速变形飞行器将 跟踪 运动目标，完成飞行任务。本 发明 利用飞行器的变形特性对升 力 进行控制，发挥了变形辅助飞行器机动的作用，提高了飞行器的任务适应能力，有效解决高超声速变形飞行器制导、控制、变形之间协调困难的问题。，下面是高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法专利的具体信息内容。
1.一种高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法，其特征在于：包括以
下步骤：
基于高超声速变形飞行器的几何模型，构建其六自由度运动模型以及气动模型；
基于面向控制的高超声速变形飞行器相对于目标的运动方程、面向控制的高超声速变
形飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运力学方程，构建
高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型；
基于动态面方法设计高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形
一体化控制模型的控制方案；
将当前运动目标相对于高超声速变形飞行器质心的距离rT、运动目标的纬度 经度λT
作为高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型的输
入，根据高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型的
控制方案生成控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形率指令，并输入到超声速变形飞行
器的六自由度运动模型，高超声速变形飞行器将跟踪运动目标，完成飞行任务。
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法，其
特征在于：高超声速变形飞行器的六自由度运动模型如下：
式中：m为高超声速变形飞行器弹体的质量，a＝[av aθ aσ]T为高超声速变形飞行器弹体
加速度在半速度坐标系中的投影,ω＝[ωx ωy ωz]为三轴旋转角速度；v为飞行速度，θ为
速度倾角，σ为速度偏航角；gH＝[gHx gHy gHz]T为引力加速度在半速度坐标系中的分量；Ix、Iy、Iz为高超声速变形飞行器的三轴转动惯量；L,D,N分别为高超声速变形飞行器所受到升
力、阻力和侧力，其表达式分别为
分别为升力系数，阻力系数，侧力系数，q＝0.5ρv2为动压，ρ为大气密度，
S0为高超声速变形飞行器未变形时的参考面积；
M＝[Mx My Mz]T分别为高超声速变形飞行器所受到的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，
其表达式为
b和c分别为高超声速变形飞行器横侧向参考长度和纵向参考长度， 分别为高
超声速变形飞行器的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数；
F′s＝[F′sx F′sy F′sz]T的表达式如下：
HV和BV分别表示速度坐标系到半速度坐标系和体坐标系的转换矩阵，Fsi为由于高超声
速变形飞行器变形引起的附加力；
MS＝[MSx MSy MSz]T为由于高超声速变形飞行器变形产生的附加力矩，其表达式如下：
mi为高超声速变形飞行器其弹翼质量，i＝1,2，g为地球引力矢量，vo为高超声速变形飞
行器弹体质心速度矢量，si为高超声速变形飞行器弹翼的质心相对飞行器质心的位置矢
量。
3.根据权利要求1或2所述的所述的高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控
制方法，其特征在于：高超声速变形飞行器的气动模型如下：
式中， 分别为滚转力矩系数、偏航力矩系数，俯仰力矩系数，ξ为变形率、
各个变量的结构如下：
αL＝[1 α α3]T,
αD＝[1 α2]T, δzD＝[δz]
βN＝[β],δyN＝[δy]
βmx＝[β],δxmx＝[δx]
βmy＝[β],δymy＝[δy]
αmz＝[1 α α3]T,
其中，α为攻角、β为侧滑角、δx为滚转舵、δy为偏航舵、δz为俯仰舵，
均
为系数矩阵，为给定的设计参数，已知量，其中分别为αL、δxL、δzL、αD、δxD、δyD、δzD、βN、δyN、βmx、δxmx、βmy、δymy、αmz、δzmz的系数矩阵， 同样为系数矩阵，各个其余变量均为各个系数矩阵。
分别为αL、δxL、δzL、αD、δxD、δyD、δzD、βN、δyN、βmx、
δxmx、βmy、δymy、αmz、δzmz的系数矩阵。
4.根据权利要求3所述的所述的高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方
法，其特征在于：面向控制的高超声速变形飞行器相对于目标的运动方程为：
式中：
γDF为终端时刻的速度倾角，λD为视线倾角，λT为视线偏角，rT为飞行器质心相对于目标
点的距离，SHi,j i,j＝1,2,3分别为半速度系到视线系的转换矩阵SH中的元素，i表示行，j表
示列；视线系的原点为目标点O，OXs轴沿高超声速变形飞行器与目标连线，由目标指向高超
声速变形飞行器，OYs轴位于视线平面内且垂直于OYs轴，OZT轴与其它两轴构成右手直角坐
标系；
视线倾角λD和视线偏角λT由下式计算得到
xT、yT和zT分别为高超声速变形飞行器相对于目标地理坐标系的位置矢量在目标地理
坐标系中的投影
TG为地面坐标系到目标地理坐标系的转换矩阵；TG的表达式如下：
TG＝M2[0.5π]M1[φT]M3[λT-0.5π][λ0-λ](M2[A0-0.5π]M1[φ0]M3[λ0-0.5π])
其中M1[·],M2[·],M3[·]依次表示绕x轴、y轴和z轴对应的初等转换矩阵，其具体形
式分别为
λ0,φ0为出发点的经度和纬度，为已知量；
A0为发射方位角，其表达式为：
A0＝arcsin(cos(φT)sin(λT-λ0)/sin(A))
其中，A＝sin(φ0)sin(φT)+cos(φ0)cos(φT)cos(λT-λ0)；
x,y,z为高超声速变形飞行器在地面坐标系的位置坐标，x,y,z计算公式如下：
对视线倾角λD和视线偏角λT求导得到视线倾角变化率 和视线偏角变化率 分别为
式中，
vxT、vyT和vzT vxT vyT vzT是高超声速变形飞行器相对于地面的速度矢量在目标地理坐
标系中的投影
所述面向控制的高超声速变形飞行器相对于目标的运动方程的输出xF为视线倾角λD与
速度倾角γDF之和，输出x0为视线倾角λD以及视线偏角λT的变化率，输入 为升力系数CL的
两个分量。
5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法，其
特征在于：面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程为：
式中，
通过面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程求出x1＝[α β γV]T，代入高
超声速变形飞行器的气动模型，可求出升力系数 进而可求得面向控制的高超声速变形
飞行器相对于目标的运动方程的输入
所述面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运动学方程其输入为高超声速变形飞行
T
器的三轴旋转角速度矢量x2＝[ωx ωy ωz]。
6.根据权利要求5所述的高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法，其
特征在于：面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运力学方程为：
式中
面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运力学方程的输出即为x2，输入为高超声速变
形飞行器的控制舵偏角u＝[δx δy δz]T。
7.根据权利要求6所述的高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法，其
特征在于：联立面向控制的高超声速变形飞行器相对于目标的运动方程、面向控制的高超
声速变形飞行器绕质心运动学方程以及面向控制的高超声速变形飞行器绕质心运力学方
程，即建立高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模
型。
8.根据权利要求7所述的高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法，其
特征在于：高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型
的控制方案如下：
上述控制方案中：
s0为定义的第一个动态面，x01、x02为x0的分量，kF为角误差项系数，为给定的参数；x1d为
第一个虚拟控制输入，k0＝diag(k01 k02)为待给定的正的增益常数；ε01和ε02为待给定的饱和函数项增益；d01和d02为待给定的边界层厚度；sat(s,d)为饱和函数，其定义为：
f0′为落角约束项求导的结果：
γVd为所求的倾侧角指令值，CLd为升力系数指令值，均通过x1d求解得到；αd为攻角的指
令值，通过升力系数指令值求得； 为升力系数关于攻角的导数矩阵；ξt-1表示上一个
计算时刻的变形率，CL0,t-1， 均为上一时刻 的分量， 为 关于变形率ξ
的导数；
s1为定义的第二个动态面，为x1与其指令值x1d的差值，x2d为第二个动态面的虚拟控制
输入；k1＝diag(k11,k12,k13)为给定的正的增益常数；根据虚拟控制量x2d得到使得x1达到预
期期望指令值x1d的三通道角速率虚拟输入期望值ωxd,ωyd,ωzd；
定义s2为第三个动态面，为x2与其指令值x2d的差值，u为第三个动态面的控制输入。k2＝
diag(k21 k22 k23)为给定的正的增益常数，根据三通道角速率虚拟输入期望值x2d得到设计
舵偏角输入u及变形输入ξ以完成对飞行器姿控系统的稳定控制和制导控制。
9.一种高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制系统，其特征在于，包括：
目标信息采集模块，用于采集当前运动目标相对于高超声速变形飞行器质心的距离rT、
运动目标的纬度 经度λT；
制导模块，接收目标信息采集模块采集到的目标信息，并输入到预先加载在该模块上
的高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型，根据预
先设计好的高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模
型的控制方案生成控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形率指令；
姿控-变形控制模块，接收制导模块生成的控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形
率指令，并输入到预先加载在该模块上的超声速变形飞行器的六自由度运动模型中，完成
高超声速变形飞行器的稳定运动以及实现对制导指令的跟踪控制。
10.一种高超声速变形飞行器，包括机体与设在机体内的机载电路板，所述机载电路板
上设有处理器与存储器，其特征在于：所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述
计算机程序时实现权利要求1至8中任一权利要求所述的高超声速飞行器俯冲段制导、姿
控、变形一体化控制方法的步骤。
高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法
技术领域
背景技术
变形飞行器作为新一代跨大气层飞行的空天飞行器，在速度、高度变化范围广泛的区域，达
到良好作战使用性能。
高的飞行性能的一类高超声速飞行器。高超声速变形飞行器将外形参数作为可控变量，利
用外形参数对气动特性的影响来改变飞行器的性能，使其能够适应更宽范围内的飞行空域
和速域，从而能够适应更复杂的飞行任务和飞行环境。同时，通过针对战场环境、作战任务
变化，灵活地改变外形结构、飞行性能等，增强了飞行器的射程、突防性和精确性，可以大幅
提高飞行器的作战效能和效费比。
动和绕心运动均呈现出快时变、非线性、强耦合和不确定性等特点，传统的飞行器制导和控
制系统主要是基于工程经验或奇异摄动理论对控制和制导子系统进行分离设计，没有利用
控制和制导子系统之间的耦合信息，而一体化制导控制系统可以充分利用控制和制导子系
统之间的耦合信息来改善整个系统的性能。目前该领域的研究主要针对高超声速固定外形
飞行器的制导控制设计，以及变形飞行器的稳定控制问题，对于高超声速变形导弹的控制
研究以及如何利用变形进行辅助飞行任务控制的成果较少。
发明内容
体化控制方法，通过对高超声速变形飞行器俯冲段进行制导、控制、变形的一体化设计，使
得高超声速变形飞行器能够很好地实现俯冲段飞行的任务需求。
构建高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型；
型的输入，根据高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制
模型的控制方案生成控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形率指令，并输入到超声速变
形飞行器的六自由度运动模型，高超声速变形飞行器将跟踪运动目标，完成飞行任务。
度，θ为速度倾角，σ为速度偏航角；gH＝[gHx gHy gHz]T为引力加速度在半速度坐标系中的分量；Ix、Iy、Iz为高超声速变形飞行器的三轴转动惯量。
为系数矩阵，为给定的设计参数，已知量，其中分别为αL、δxL、δzL、αD、δxD、δyD、δzD、βN、δyN、βmx、δxmx、βmy、δymy、αmz、δzmz的系数矩阵， 同样为系数矩阵，各个其余变量均为各个系数矩阵。
分别为αL、δxL、δzL、αD、δxD、δyD、δzD、βN、δyN、βmx、
δxmx、βmy、δymy、αmz、δzmz的系数矩阵。
向高超声速变形飞行器，OYs轴位于视线平面内且垂直于OYs轴，OZT轴与其它两轴构成右手
直角坐标系。
数CL的两个分量。
变形飞行器相对于目标的运动方程的输入
即建立高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型。
一个计算时刻的变形率，CL0,t-1， 均为上一时刻 的分量， 为 关于变形
率ξ的导数；
达到预期期望指令值x1d的三通道角速率虚拟输入期望值ωxd,ωyd,ωzd；定义s2为第三个动
态面，为x2与其指令值x2d的差值，u为第三个动态面的控制输入。k2＝diag(k21 k22 k23)为给定的正的增益常数，根据三通道角速率虚拟输入期望值x2d得到设计舵偏角输入u及变形输
入ξ以完成对飞行器姿控系统的稳定控制和制导控制。
据预先设计好的高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控
制模型的控制方案生成控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形率指令；
完成高超声速变形飞行器的稳定运动以及实现对制导指令的跟踪控制。
所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述高超声速变形
飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法的步骤。
制方法的步骤。
充分考虑机翼变形的情况下，建立了适用于倾斜转弯控制的俯冲段带落角约束的制导控制
模型，并基于块动态面方法进行制导、姿态控制、变形的一体化方法设计，从而形成一套完
整可用的高超声速变形飞行器俯冲段制导控制系统设计方法。该方法适用于高超声速变形
飞行器俯冲段飞行任务的完成，工程应用意义重大，有效解决高超声速变形飞行器在俯冲
段制导控制设计与变形控制的协调稳定问题，同时保证制导控制系统设计方法的鲁棒性，
实现俯冲段的飞行任务需求，适用于高超声速变形飞行器俯冲段制导、姿态控制、变形一体
化设计。
附图说明
具体实施方式
路为制导回路，对高超声速变形飞行器进行轨迹规划与控制，要求制导精度要高。制导模块
接收目标信息采集模块采集到的目标信息，生成控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形
率指令。内环回路为控制回路，要求实现高超声速变形飞行器的稳定运动以及实现对制导
模块输出的制导指令的跟踪控制，要求精度以及鲁棒性要高。姿控-变形控制模块包括高超
声速变形飞行器的变形控制与姿态控制两部分，通过高超声速变形飞行器变形与姿态变化
协同完成对制导指令的控制，同时变形控制与姿态控制之间相互作用，保证飞行器在变形
过程中的运动稳定及指令的稳定跟踪，从而运动至输入的运动目标。
示，半速度坐标系的原点为高超声速变形飞行器的质心O，OXh轴沿高超声速变形飞行器速
度方向，与速度坐标系的OXv轴重合，OYh位于过OXh的铅垂平面内且垂直于OXh轴，向上为正，
OZh轴与其它两轴构成右手直角坐标系。v为飞行速度，θ为速度倾角，σ为速度偏航角。
OZb轴与其它两轴构成右手直角坐标系。机体系OXb轴方向称为轴向，OYb轴方向称为法向，
OZb轴方向称为侧向。如图3所示，速度坐标系的原点为高超声速变形飞行器的质心O，OXv轴
沿高超声速变形飞行器速度方向，OYv轴位于高超声速变形飞行器纵向对称面内且与OXv轴
垂直，向上为方，OZv轴与其它两轴构成右手直角坐标系。
心的位置矢量。
方程，构建高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模
型。
轴沿地心矢径方向且向上为正，O0XA轴指向射向方向且垂直于O0YA轴，O0ZA轴与其它两轴构
成右手直角坐标系。地面坐标系与地球表面固连在一起，随地球一同转动，如图6所示，目标
地理坐标系的原点为目标点O，OYT轴沿飞行器地心矢径方向且向上为正，OXT轴位于过原点O
的子午面内且垂直于OYT轴，指向北极为正，OZT轴与其它两轴构成右手直角坐标系。
手直角坐标系。
运动学方程求取。
式(16)及式(14)的输入输出关系即可确定。
确定。
方程，即联立(14)、式(16)和式(18)，即可建立高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制
导、姿态控制、变形一体化控制模型如下：
ξ有关。ξt-1表示上一个计算时刻的变形率，CL0,t-1， 均为上一时刻 的分量，
为 关于变形率ξ的导数。
达到预期期望指令值x1d的三通道角速率虚拟输入期望值ωxd,ωyd,ωzd；
可以得到设计舵偏角输入u及变形输入ξ以完成对飞行器姿控系统的稳定控制和制导控制。
模型的输入，根据高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控
制模型的控制方案生成控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形率指令，并输入到超声速
变形飞行器的六自由度运动模型，高超声速变形飞行器将跟踪运动目标，完成飞行任务。
型参数表如下表1、表2所示。
的。由图8可知，飞行器的落点脱靶量为73.27m，飞行时间为64.2s。由图9可知，飞行器落点
速度为2174m/s，落地速度倾角为60.44°，符合落角约束的控制需求。由图10可知，飞行过程
中，由于速度减小，飞行器马赫数逐渐减小，落地时马赫数大小为6.45；由于高度降低，大气
密度逐渐增大，飞行器的动压则在速度和大气密度的共同作用下，呈现出先缓慢增加后急
剧增加的变化，在落地时动压大小为2718kpa。由图11可知，在俯冲段初始时刻，攻角急剧增
加，此时下压升力最大，使飞行器的速度倾角方向下偏，进入下压状态，然后变化缓慢，末端
攻角为3.23°。由于采用BTT控制，侧滑角的全程变化也十分微小，倾侧角初始值为0°，然后
经历了一次翻转达到了180°，产生向下升力使得飞行器下压。由图12可知，滚转舵和偏航偏
角基本维持在0°左右，在倾侧角翻转时经历了一次调整。飞行器升降舵偏角在初始调整阶
段变化较为剧烈，在下压状态稳定之后，保持十分缓慢的增加。图13展现了变展长飞行器在
俯冲段全程的展长变化，在初始段展长变化较为剧烈，之后展长变化较为平缓，展长和攻角
的组合变化完成和制导任务所需的升力变化。
案，利用飞行器的变形特性对升力进行控制，发挥了变形辅助飞行器机动的作用，提高了飞
行器的任务适应能力验证了方法在俯冲段的有效性，有效解决高超声速变形飞行器制导、
控制、变形之间协调困难的问题。
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