1、Harbin Institute of Technology再入飛行器制導(dǎo)及三維視景仿真研究報(bào)告 院 系：航天學(xué)院控制科學(xué)與工程系姓 名： 學(xué) 號(hào)： 聯(lián)系電話： 日 期： 2015/8/1 1 再入飛行器制導(dǎo)控制技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀1.1再入飛行器制導(dǎo)控制的特點(diǎn)和國內(nèi)外現(xiàn)狀 再入飛行器的制導(dǎo)控制技術(shù)一直以來是各國飛行器研究領(lǐng)域的焦點(diǎn)，再入飛行器的飛行方式不同于其他飛機(jī)，需要經(jīng)其他載具搭載然后再次進(jìn)入大氣層，因此這種飛行器具有超高的飛行速度，能夠?qū)崿F(xiàn)在一小時(shí)內(nèi)到達(dá)全球任意地方。所以這種超高聲速的飛行器的精確控制顯得尤為重要。 而控制模型的特點(diǎn)往往具有很強(qiáng)的非線性，而且在飛行過程中誤差容易積累，最后導(dǎo)致末

2、端制導(dǎo)時(shí)容易產(chǎn)生較大的誤差；并且受到外界因素，如空氣密度，風(fēng)向等影響較大；在控制其姿態(tài)時(shí)，各個(gè)通道之間往往耦合程度很高；因?yàn)槠渌俣雀哂诼曀贁?shù)倍，因此在控制室必須具備快速調(diào)整和快速響應(yīng)的能力。而隨著科技的不斷進(jìn)步，已經(jīng)有諸如X-37B等的飛行器頻頻亮相，而我國在這方面也不甘示弱，2007年，一種由轟-6戰(zhàn)機(jī)掛載的超高聲速飛行器進(jìn)入了公眾視野，雖然這款飛行器的具體參數(shù)還尚未被公開，但這款被公眾稱為“神龍”的飛行器被認(rèn)為可以和X-37B一較高下。而因?yàn)槎鄶?shù)超高聲速飛行器都是通過自身慣性進(jìn)行滑翔的，且不同的飛行器在不同的環(huán)境下其控制律也不盡相同，而且絕大多數(shù)的被控對(duì)象都是非線性系統(tǒng)，且在實(shí)際高速運(yùn)行當(dāng)

3、中會(huì)受到很大的外界干擾，這些因素都對(duì)再入飛行器的精確制導(dǎo)問題提出了挑戰(zhàn)。1.2一種超高聲速飛行器的控制策略簡介面對(duì)這一系列的挑戰(zhàn)，有學(xué)者提出了名為“基于自適應(yīng)神經(jīng)模糊系統(tǒng)的高超聲速飛行器的載入預(yù)測制導(dǎo)”的理論模型。(兵工學(xué)報(bào)2014年12月第35卷第12期)當(dāng)今再入飛行器制導(dǎo)的方法主要有標(biāo)準(zhǔn)軌道法和預(yù)測制導(dǎo)法兩大類。標(biāo)準(zhǔn)軌道法是提前在飛行器的計(jì)算機(jī)中預(yù)編入相應(yīng)的軌道和相關(guān)信息，由飛行器自主尋找和矯正預(yù)設(shè)軌道。這種方法的優(yōu)點(diǎn)是易于實(shí)現(xiàn)，并且對(duì)于控制和存儲(chǔ)的硬件要求不高。但是缺點(diǎn)是外界的擾動(dòng)對(duì)這種方法的影響比較大。預(yù)測制導(dǎo)法是以消除實(shí)際軌道的預(yù)測落點(diǎn)和實(shí)際落點(diǎn)之間的偏差為目標(biāo)的制導(dǎo)方法。在實(shí)際飛行

4、的過程中控制算法將不斷預(yù)測落點(diǎn)偏差，然后不斷進(jìn)行校正，因此，預(yù)測制導(dǎo)法能夠獲得較高的落點(diǎn)精度，而且對(duì)飛行過程中的不確定性具有良好的魯棒性。該文章論述了一種基于自適應(yīng)神經(jīng)模糊系統(tǒng)(ANFIS)的再入預(yù)測校正制導(dǎo)方法。這種方法在1993年，由學(xué)者Jang Roger提出。它的主要理論基礎(chǔ)是基于模糊控制和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法的方法?；镜脑O(shè)計(jì)方法是使用模糊控制的原理，設(shè)計(jì)模糊控制率，這樣做的優(yōu)點(diǎn)是不需要知道確切的被控對(duì)象模型也可對(duì)被控對(duì)象進(jìn)行很好的控制。它將模糊控制的3個(gè)基本過程模糊化、模糊推理和反模糊化，全部用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來實(shí)現(xiàn)，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自學(xué)習(xí)機(jī)制從輸入輸出樣本數(shù)據(jù)中抽取規(guī)則，構(gòu)成自適應(yīng)神經(jīng)模糊控制器，

5、通過離線訓(xùn)練或在線學(xué)習(xí)算法進(jìn)行模糊推理規(guī)則的自調(diào)整，使其系統(tǒng)朝著自組織、 自適應(yīng)、自學(xué)習(xí)的方向發(fā)展。而所謂ANFIS屬于一種典型的自適應(yīng)網(wǎng)絡(luò)，當(dāng)前提參數(shù)固定時(shí)總輸出可以表示為結(jié)論參數(shù)的線性組合。對(duì)于前提參數(shù)和結(jié)論參數(shù)，可以通過反向傳播(BP) 算法或B算法和最小二乘估計(jì)(LSE)法的混合算法來進(jìn)行訓(xùn)練。ANFIS為模糊建模的過程提供了一種能夠從數(shù)據(jù)集中提取模糊規(guī)則的學(xué)習(xí)方法，通過學(xué)習(xí)能夠有效地計(jì)算出隸屬度函數(shù)的最佳參數(shù)，使得設(shè)計(jì)出來的模糊推理系統(tǒng)能夠最好地模擬出實(shí)際或希望的輸入輸出關(guān)系?；谏鲜黾夹g(shù)，這個(gè)控制算法可以很好地針對(duì)具有非線性特性的超高聲速飛行器實(shí)施快速有效的控制。它在以能量為自變量

6、的三自由度再入方程的基礎(chǔ)上分別設(shè)計(jì)了縱向制導(dǎo)律和側(cè)向制導(dǎo)律。以能量和剩余航程偏差為輸入?yún)?shù)，側(cè)傾角調(diào)節(jié)量為輸出參數(shù)。這種制導(dǎo)律具有制導(dǎo)指令解算速度快，制導(dǎo)和落點(diǎn)精度高且對(duì)再入初始偏差及過程擾動(dòng)不敏感的優(yōu)點(diǎn)。因此，未來在再入飛行器的控制中，控制算法必須具有高度的適應(yīng)性和普適性，這樣才能夠使得飛行器再入過程中達(dá)到更為精確更為靈敏的目的，若應(yīng)用于軍事領(lǐng)域，這種算法也將提高被控載具的突防能力和生存能力。2 飛行器控制律設(shè)計(jì)及仿真分析同組成員：金永文 張心宇 李文瑞 陳元鋒2.1 飛行器姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)一般飛行器的姿態(tài)控制過程如下：姿態(tài)控制指令作用于控制律，控制律作用于姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)即為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，進(jìn)而發(fā)動(dòng)

7、機(jī)控制飛行器的姿態(tài)，傳感器捕捉到飛行器的姿態(tài)后將信號(hào)傳遞回控制律，形成一個(gè)閉環(huán)控制系統(tǒng)。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如下圖所示：姿態(tài)控制指令控制律飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)(姿控發(fā)動(dòng)機(jī))傳感器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖控制律我們采用比例+微分+積分控制（PID控制），PID控制框圖如下：PID控制框圖下面建立再入飛行器的數(shù)學(xué)模型：首先，飛行器的姿態(tài)調(diào)整可以由六個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)來實(shí)現(xiàn)飛行器的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)，如下圖所示。其中，2號(hào)、5號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)控制飛行器的俯仰。1號(hào)、4號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)為一對(duì)，3號(hào)、6號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)為一對(duì)時(shí)，它們控制飛行器的滾轉(zhuǎn)。1號(hào)、6號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)為一對(duì)，3號(hào)、4號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)為一對(duì)時(shí)，它們控制飛行器的偏航。飛行器模型列滾轉(zhuǎn)（x）、偏航（y）、俯仰(z

8、)分別對(duì)應(yīng)的力矩關(guān)系式如下:(1)其中為滾轉(zhuǎn)力矩，為偏航力矩，為俯仰力矩， 為各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)給予再入飛行器的力，R為再入飛行器的半徑，l為坐標(biāo)原點(diǎn)到再入飛行器底部的長度。力學(xué)平衡關(guān)系式如下：(2)其中M 為各方向力矩，J為各方向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量， 為各方向角速度。動(dòng)力學(xué)平衡關(guān)系式如下：(3)其中 分別為滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰角度， 為各方向角速度。下面對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行適當(dāng)簡化，便于接下來的仿真分析：現(xiàn)認(rèn)為滾轉(zhuǎn)角接近為0，故認(rèn)為是 ， 認(rèn)為是1。對(duì)于系統(tǒng)簡化可以得到對(duì)于滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航角的傳遞函數(shù)如下:(4)(5)(6)從而完成飛行器姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)的步驟，下面進(jìn)行仿真分析。2.2 飛行器六自由度仿真及仿真結(jié)果分析為了對(duì)

9、模型進(jìn)行進(jìn)一步的簡化，本次仿真我們使用PD控制。編寫MATLAB控制律程序，優(yōu)先級(jí)設(shè)置滾轉(zhuǎn)通道最高，控制律程序如下所示: if i=10 i=0; if Kpx*(Gamma_Ex-Gamma(k)+Kdx*(0-Omegax(k)=x_lim Tcx，(k)=Tx; elseif Kpx*(Gamma_Ex-Gamma(k)+Kdx*(0-Omegax(k)=y_lim Tcy(k)=Ty; elseif Kpy*(Phai_Ex-Phai(k)+Kdy*(0-Omegay(k)=z_lim Tcz(k)=Tz; elseif Kpz*(Theta_Ex-Theta(k)+Kdz*(0-Om

10、egaz(k)=-z_lim Tcz(k)=-Tz; else Tcz(k)=0; end end end控制律參數(shù)需要在六自由度仿真中進(jìn)行調(diào)整，調(diào)整仿真參數(shù)至合適的值，仿真參數(shù)如下：% 控制律參數(shù)設(shè)置Kpx=40; Kdx=15; % 滾轉(zhuǎn)通道Kpy=30; Kdy=25; % 偏航通道Kpz=40; Kdz=25; % 俯仰通道 下面進(jìn)行閾值設(shè)計(jì)以降低發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)次數(shù)：% 閾值設(shè)計(jì)x_lim=0.25;y_lim=0.2;z_lim=0.1;將控制律及參數(shù)代入仿真程序進(jìn)行仿真，仿真圖像如下：俯仰角-度俯仰通道推力俯仰通角速度滾轉(zhuǎn)角-度滾轉(zhuǎn)通道推力滾轉(zhuǎn)通角速度偏航角-度偏航通道推力偏航通角速度

11、可以觀測到當(dāng)前控制律控制下的三個(gè)姿態(tài)角度偏差小于1度，發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)次數(shù)控制的較小，此外，當(dāng)前控制律參數(shù)對(duì)初值變化的魯棒性較好。最后，當(dāng)初值小幅度變化后，仿真指標(biāo)仍然符合要求。所以綜上所述，本次控制率及參數(shù)設(shè)計(jì)律較好的實(shí)現(xiàn)了要求。2.3 再入飛行器制導(dǎo)與控制系統(tǒng)仿真HL-20仿真界面如下：HL-20仿真界面制導(dǎo)律方框圖如下;制導(dǎo)律方框圖制導(dǎo)律中主要調(diào)整部分如下：制導(dǎo)律中主要調(diào)整部分其中，可以調(diào)整的，部分是Phase Advance與Phase Advance1以及增益部分（此圖中增益為210）?？刂坡煞娇驁D如下：控制律方框圖控制律方框圖中主要調(diào)整部分如下控制律方框圖中主要調(diào)整部分在這里我們可以更改六個(gè)自由度的控制參數(shù)。下面進(jìn)行仿真：仿真時(shí)三維圖像顯示效果如下圖所示：視角1 第三人稱視圖視角2 第一人稱視圖視角3 側(cè)視圖仿真結(jié)果如下：姿態(tài)加速馬赫俯仰偏航滾轉(zhuǎn)從仿真我們可以得到不同仿真參數(shù)下再入飛行器著陸階段的各參數(shù)變化情況，進(jìn)而判斷飛行器在該組參數(shù)下是否能平穩(wěn)著陸。3 結(jié)論本次課程我們學(xué)到了再入飛行器制導(dǎo)的分類與基本原理，對(duì)再入飛行器的發(fā)展前沿有了進(jìn)一步的了解。通過對(duì)于課程的學(xué)習(xí)，我們了解對(duì)于飛行器的物理模型，并且結(jié)合所學(xué)知