高超声速再入滑翔飞行器多约束全局滑模精确制导研究

The main objective of this project is addressing the guidance problem of hypersonic reentry gliding flight vehicle. Guidance law which is multi-constrained、robust and accurate are investigated. Firstly, a global robust guidance law is proposed by combing PD+ technique and the integral sliding mode control for the flight vehicle in gliding phase, which is fast-varying, uncertain because of the long-time, far distance and broad flight envelope. A novel integral guidance law is proposed by combing varying-gain PD+ and sliding mode control. Secondly, to hit the target accurately and enhance the lethality，a State Dependent Riccati Equition(SDRE) based guidance law is designed for nominal system. It is then combined with integral sliding mode control and a suboptimal global sliding mode guidance law with impact angle constraint is proposed so that the suboptimality and robustness are satisfied at the same time. Finally, in order to deal with anti-missile defense system and destroy the target, salvo attack or cooperative attack is an effective method. A novel type of time varying sliding mode manifold is proposed for the constraint of impact angle. It is then modified by optimal control technique, and a global robust sliding mode guidance law which can constrain the impact angle and impact time is proposed.

项目针对高超声速再入滑翔飞行器的制导问题，开展多约束、强鲁棒、精确打击的制导技术研究。针对高超声速再入滑翔飞行器滑翔段的快时变、强不确定性特点，结合PD+技术和积分滑模控制理论，提出一种变增益的新型积分滑模制导技术，改善系统响应动态特性，满足多约束的需求，解决滑翔段的鲁棒精确制导问题；针对高超声速再入滑翔飞行器末制导段精确打击和提高弹头毁伤效果的需求，结合状态相关黎卡提方程技术和积分滑模控制理论，提出一种碰撞角约束的次优积分全局鲁棒滑模末制导技术，同时满足制导系统的多约束、次优性和鲁棒性要求，解决在扰动未知情况下的精确打击问题；针对高超声速再入滑翔飞行器末制导段提高应对反导防御系统的突防能力，达到提高摧毁目标概率的需求，结合时变滑模控制理论和最优化理论，提出一种同时满足碰撞角和碰撞时间约束的全局鲁棒滑模末制导技术，解决又进一步对碰撞时间提出要求的多弹齐射或协同打击的多约束末制导问题。

末制导的首要任务是实现最小的脱靶量。然而，在现代制导律设计中，碰撞角、碰撞时间和碰撞速度等终端约束对于末制导任务而言也同样非常重要。本文针对高超声速滑翔飞行器多约束全局滑模精确制导问题开展了研究。.首先，考虑飞行器滑翔飞行的任务需求以及飞行器轨迹设计的约束条件，包括动压、过载、热流及拟平衡滑翔等过程约束、终端约束以及控制量约束，确定飞行器安全再入走廊变界。建立升力式飞行器滑翔段轨迹优化问题数学描述，开展基于高斯伪谱法的轨迹优化研究，计算得到了满足最大射程条件下的最优弹道，并对飞行器飞行性能进行了分析。针对常规状态相关Riccati方程(SDRE)制导律的动态响应问题，本文在常规SDRE性能指标中引入导数项得到改进SDRE跟踪制导律，该方法能够有效改善系统的动态响应特性，在保证较小超调量的同时加快了收敛速度。进一步针对该方法的高敏感性问题，引入积分滑模，设计最优积分滑模跟踪制导律，在获取最优性能的同时提高了系统的鲁棒性。.其次，开展了基于次优SDRE的有限时间收敛末制导技术研究。通过引入状态相关权重矩阵，消除了制导系统对剩余飞行时间信息的依赖，保证了系统状态的终端精度。进一步引入视线信息对制导律进行了改进，扩大了可实现的碰撞角范围。.最后，针对导弹对目标的协同打击问题，开展了碰撞角和碰撞时间同时约束的末制导技术研究。开展有限时间时变滑模制导技术研究。基于非线性系统模型提出了一种双参数时变滑模面，并给出了满足终端约束的参数设计原则。通过引入新的参考坐标系，提高了制导系统对初始指向误差的容限并扩展了可实现的碰撞角范围。利用时变滑模的全局滑模特性，给出了系统状态解析解，实现了对飞行状态的离线分析和预测。