高超声速飞行器攻击角度约束下有限时间收敛制导控制方法

In near future, hypersonic flight vehicles will be very important weapons to realize long range and accurate attack, because they can fly with some maneuvering manners in near space and also are able to break through existing air defense systems. In the phase of terminal guidance, the hypersonic flight vehicles are expected to fall down to hit a ground or sea target with almost a vertical and relatively high velocity. In this case, the detection range of target seeker is limited and the time of terminal guidance is short. Moreover, at the moment of translation from midcourse guidance to terminal guidance, the line-of-sight angular rate and the error between the actual line-of-sight angle and its expected value are not zero due to the guidance error in midcourse. Thus, based on the finite time control theory for nonlinear systems, a guidance law with finite time convergence and terminal impact angle constraint will be rigorously designed. Then, the finite time convergent guidance law with terminal impact angle constraint will be extended to the cases where the autopilot of the hypersonic flight vehicle is treated as first order or second order terms. Furthermore, accounting for the actual three-loop control model of hypersonic flight vehicle and the conditions of performance constraints, a single-channel integrated guidance and control method based on finite time convergence theory, and a three-loop coupling integrated guidance and control method are respectively studied under the constraint of terminal impact angle. On the basis of above theoretical results, numeric simulations will be done under the background of a practical hypersonic flight vehicle.

高超声速飞行器由于能够在临近空间高速、机动飞行，突防能力强，是实现未来武器远程精确打击的主要手段。考虑到高超声速飞行器末制导段是以较高的速度下压对目标进行垂直打击，同时寻的导引头对目标的探测距离有限，这样末端打击制导时间相对短暂，再考虑到中制导交班精度不会很高，目标-导弹视线转率与期望攻击角度偏差不会很小。此项目针对上述问题，结合非线性系统有限时间稳定性理论，提出理论完善的攻击角度约束下有限时间收敛导引律，以及自动驾驶仪为一阶或二阶动态延迟特性时的攻击角度约束下有限时间收敛导引律；考虑高超声速飞行器控制模型和性能约束的条件，研究理论上有限时间收敛的攻击角度约束下单通道制导控制一体化设计方法，以及攻击角度约束下三维通道耦合制导控制一体化设计方法。本项目在取得的制导控制理论研究结果的基础上，还将开展相应背景下的数值仿真研究工作。

本课题以高超声速飞行器末制导段是以较高的速度下压对目标进行打击时，末制导时间短且对制导精度和攻击角度要求都很高的背景情况下，研究攻击角度约束下有限时间收敛制导控制方法和新型高精导末制导控制方法。. 考虑自动驾驶仪动态延迟特性的情况，提出了能有效补偿自动驾驶仪动态延迟特性的攻击角度约束下有限时间收敛导引方法，为了估计导弹的加加速度，设计了带观测器的制导律，理论证明了制导系统的鲁棒性和稳定性。. 建立了高超声速飞行器制导控制一体化模型，在考虑高超声速飞行器控制模型和性能约束的条件，提出了理论上有限时间收敛的攻击角度约束下单通道制导控制一体化设计方法，以及攻击角度约束下三维、全通道制导控制一体化设计方法，并给出了鲁棒性和稳定性证明。相比传统的制导控制分离设计方案，所提出的一体化设计方案具有较高的打击精度和攻击角度约束精度、较平滑且幅值较小的舵偏指令以及对参数变化较不敏感的性能优势。. 系统提出了有限时间收敛的离散制导律，理论证明了离散制导律都能保证视线角速率有限时间收敛至零附近的边界层内。并且所提离散制导律不仅能有效降低制导系统的抖动，而且能有效克服导引头测量噪声的影响。. 理论上证明了基于二维制导模型下推导的真比例制导律、增广比例制导律和滑模变结构制导律在三维耦合制导模型下仍可保证视线角速率收敛至零；进一步分别针对目标非机动、目标机动加速度能估计及其不能估计获取条件，设计了三种可有效补偿导弹自动驾驶仪动特性的三维非线性导引律。. 考虑飞行器过载受限的情况，给出了视线角速率可控所必须满足的界；进一步考虑自动驾驶仪动态延迟的影响，分析了制导系统可控视线角速率必须满足的范围。根据有限时间稳定性理论提出了一种有限时间滑动扇区，设计了有限时间滑动扇区制导律。. 上述研究结果为提高包括高超声飞行器在内的各类武器的末制导精度和打击效果提供了重要的技术途径。