高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化设计方法

王建华， 刘鲁华， 王鹏， 汤国建

国防科学技术大学 航天科学与工程学院， 长沙 410073

高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化设计方法

王建华， 刘鲁华， 王鹏， 汤国建*

国防科学技术大学 航天科学与工程学院， 长沙 410073

针对高超声速飞行器高速俯冲飞行段制导控制系统设计问题，建立了俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型，提出了一种新颖的六自由度(6DoF)制导控制系统设计方法。基于目标-飞行器三维空间相对运动模型和坐标系转移关系建立了三维全耦合俯冲相对运动模型，推导得到了飞行器加速度在弹道坐标系三轴的分量与飞行器三通道角速率间的解析模型，进而结合飞行器绕质心动力学模型建立了以气动舵偏角为控制输入的俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型。该制导控制一体化低阶设计模型降低了俯冲飞行段制导控制系统的模型阶数，减少了六自由度制导控制系统的设计参数，省略了传统设计方法中根据期望过载反求气动欧拉角的过程；同时利用解析模型替代了传统方法中姿态控制环路的跟踪控制过程，简化了制导控制系统的设计流程，为制导控制一体化设计提供了一种新的分析思路。数值仿真结果验证了本文提出的制导控制一体化设计方法的有效性和鲁棒性。

制导控制系统； 制导控制一体化； 制导控制一体化低阶设计模型； 高超声速飞行器； 俯冲飞行段； 滑模控制

高超声速飞行器一般是指飞行马赫数Ma>5、具有大升阻比构型并可在临近空间做长时滑翔飞行的飞行器，鉴于该类飞行器机动能力强、响应迅速且弹道灵活多变，已逐渐成为航空航天领域一个新的研究热点[1-3]。然而，高超声速飞行器飞行速度高、飞行环境复杂，同时受到气动力热、结构、控制系统、终端状态等多项约束条件的限制，在满足上述各项约束条件的前提下实现预设的制导控制任务仍然是高超声速飞行器制导控制系统设计亟待解决的关键问题[2,4]。

作为高超声速飞行器最后一个飞行阶段，俯冲飞行段的重要性不言而喻[5]。引导高超声速飞行器命中预设目标且飞行过程中飞行器姿态控制回路各状态变量稳定可控是高超声速飞行器俯冲飞行段的基本任务。基于传统的制导和姿态控制系统分离设计思路，高超声速飞行器俯冲飞行段制导或姿态控制问题已有较多学者进行了相关研究，并分别完成了三自由度制导子系统或姿态控制子系统的设计任务[6-9]；同时，结合具体的六自由度高超声速飞行器模型，文献[5，10-11]分别采用分离设计思路和一体化设计思路探索了高超声速飞行器俯冲飞行段六自由度制导控制系统设计问题，虽然过程比较繁复，但是也都得到了可以接受的仿真结果。众所周知，制导和姿态控制系统分离设计的基本依据是两子系统回路的时间快慢特性不一致，进而根据频谱分离原理可将两子系统分离设计而后进行集成联合调试。高超声速飞行器高速俯冲飞行会在一定程度上造成目标-飞行器间的相对运动变化较为剧烈，进而降低飞行器质心动态和绕质心动态的时间差异性，削弱以频谱分离原理为依据的制导和姿态控制系统分离设计思路的可行性；虽然存在上述质疑，但是通过系统集成和联合调参仍然可以完成六自由度制导控制系统的设计任务[5]。针对六自由度制导控制系统的设计问题，作为新型研究热点的制导控制一体化设计方法已经在不同类型的飞行器中得到了应用。但是值得讨论的是，目前公开的制导控制一体化设计方法，如空空导弹[12]、拦截弹[13-14]和寻的导弹[15-16]等，多是基于传统分离设计思路的高阶非线性控制系统求解的控制理论应用和控制方法创新，即制导控制一体化的设计模型仍是依托制导回路和姿态控制回路的串联架构，欧拉角依旧是连接制导回路和姿态控制回路的桥梁，并没有摆脱传统的分离设计思路的分析过程；同时制导控制一体化设计模型建立的过程通常是夹带着诸多假设和近似的[17]。需要说明的是，目前的研究成果并不能直观给出制导和姿态控制系统分离设计成立的数学条件，也不能从理论上证明制导控制一体化设计方法和传统分离设计方法的优劣，更多的是利用数值仿真结果进行对比分析；虽然两种方法各有优缺点，但是制导控制系统设计新方法的探索依旧是很有意义的[14,18]。

因此，本文尝试利用现有的研究成果进一步挖掘飞行器质心和绕质心回路的固有关系，进而完成集成度更高的六自由度制导控制系统设计方案，并探索建立飞行器执行机构和期望质心动态间的解析关系，完成飞行器质心预设任务的直接控制执行。同时，本文以提升制导子系统和姿态控制子系统间的集成度为目标，以减少和降低六自由度制导控制系统设计参数和复杂度为基本手段，尽力实现以较少的控制参数和比较成熟的控制理论完成俯冲飞行段六自由度制导控制系统设计的任务。本文通过挖掘制导子系统和姿态控制子系统间的内在关系，建立以飞行器气动舵偏角为输入变量的目标-飞行器三维空间相对运动模型，将六自由度制导控制系统设计问题转化为二阶非线性系统输出调节问题；该方法不仅能降低六自由度制导控制系统阶数，减少系统设计参数，而且更深入地揭示了目标与飞行器相对运动状态与飞行器气动控制面之间的关系。需要指出的是，虽然在推导制导控制一体化设计模型时结合了具体的飞行器模型，但并不影响本文所提方法在不同飞行任务和不同类型飞行器制导控制系统设计问题中的推广和应用。

1 制导控制一体化设计模型

基于目标-飞行器三维空间相对运动模型和飞行器体坐标系内的状态分量，推导完成以飞行器气动舵偏角为输入变量的高超声速飞行器俯冲飞行段制导控制一体化设计模型。

地面固定目标与高超声速飞行器三维空间内相对运动示意图如图 1所示。图中：OB为飞行器质心；T为地面固定目标质心；O-XYZ为地面惯性坐标系；OB-xyz为平移惯性坐标系；OB-xsyszs为视线(LOS)坐标系，上述坐标系具体定义可参见文献[18]；R为目标-飞行器相对距离矢量；ε为视线倾角；η为视线偏角。

根据目标和高超声速飞行器三维空间相对运动和矢量导数准则，得到如下三维相对运动模型：

(1)

可将式(1)中目标加速度相关项置为零，则三维相对运动模型可整理为

(2)

式中：坐标系间转移矩阵TGH和TSG可参考文献[18]得到。

为进一步挖掘飞行器加速度相关项与飞行器姿态控制回路变量之间的关系，同时也更大程度地提高飞行器体坐标系内飞行状态测量信息的利用率，下面推导飞行器加速度在弹道坐标系的分量与其绕质心三通道角速率之间的解析模型。

已知飞行器速度在地面惯性坐标系的分量和其在飞行器体坐标系内的分量满足：

(3)

式中：V为飞行器速度；θ为速度倾角；σ为航向角；u、v和w为飞行器速度在其体坐标系三轴的分量；TGB为飞行器体坐标系到地面惯性坐标系的转移矩阵。

对式(3)两边同时求关于时间的一阶导数，并将转移矩阵TGB中因求导产生的俯仰、偏航和滚转角的一阶导数用分量u、v和w作为替代，同时联立绕质心运动方程，可得

(4)

(5)

(6)

其中：φ为俯仰角；γ为滚转角。矩阵A中各项元素Tij(i=1,2,3,j=1,2,3)的具体形式为

T11=-usinφcosψ-vcosφcosψcosγ+

wcosφcosψsinγ

(7)

T12=-ucosφsinψ+vcosψsinγ+

vsinφsinψcosγ+wcosψcosγ-

wsinφsinψsinγ

(8)

T13=vsinψcosγ+vsinφcosψsinγ-

wsinψsinγ+wsinφcosψcosγ

(9)

T21=ucosφ-vsinφcosγ+

wsinφsinγ

(10)

(11)

T31=usinφsinψ+vcosφsinψcosγ-

wcosφsinψsinγ

(12)

T32=-ucosφcosψ-vsinψsinγ+

vsinφcosψcosγ-wsinψcosγ-

wsinφcosψsinγ

(13)

T33=vcosψcosγ-vsinφsinψsinγ-

wcosψsinγ-wsinφsinψcosγ

(14)

式中：ψ为偏航角。

联立式(2)和式(4)可得

(15)

式中：矩阵C∈R2×1,D∈R2×3的具体形式为

(16)

(17)

式(15)建立以飞行器三通道角速率为输入的目标-飞行器三维空间相对运动模型。若基于该模型进行制导控制系统的设计，则可以首先利用相对运动视线角速率的期望值产生三通道角速率的期望指令，进而姿态控制回路的俯仰、偏航和滚转通道跟踪该期望角速率指令，并最终得到飞行器需要的气动舵偏角指令。为了进一步提高飞行器质心制导回路和绕质心姿态控制回路的集成度，同时也为了建立以飞行器气动舵偏角为控制输入的相对运动模型，对式(15)两边再次求关于时间的一阶导数。需要说明的是，虽然对式(15)两边再次求导会出现加速度的导数(该现象在制导控制系统设计的过程中是建议避免的)，但比较幸运的是，加速度的导数刚好是飞行器加速度在体坐标系分量的导数，对于这些可以便捷测量的飞行器加速度分量来说，其导数的解算也是比较方便的。

下面对式(15)两边分别求关于时间的一阶导数。向量C的导数dC/dt=[C11C21]T中元素C11、C21的具体形式为

(18)

(19)

矩阵D的导数为

(20)

式中：元素Dij(i=1,2；j=1,2,3)的具体形式为

(21)

(22)

(23)

(24)

(25)

(26)

式中：矩阵元素Eij(i=1,2,3；j=1,2,3)的具体形式为

(27)

(28)

(29)

(30)

(31)

(32)

(33)

(34)

矩阵AB的导数为

(35)

式中：矩阵元素Mij(i=1,2,3;j=1,2,3)的具体形式为

(36)

(37)

(38)

(39)

(40)

(41)

(42)

高超声速飞行器三通道角速率的微分方程可表征为

(43)

式中：δa为飞行器右升降舵舵偏角；δe为左升降舵舵偏角；δr为方向舵舵偏角；矩阵G∈R3×3的具体形式为

(44)

其中：q=ρV2/2为动压，ρ为大气密度；变量KMx、KMy和KMz的具体形式为

(45)

式中：Sref为飞行器气动参考面积；Lx、Ly和Lz分别为滚转、偏航和俯仰通道的参考长度；Jxx、Jyy和Jzz为飞行器惯量张量在飞行器体坐标系三轴的分量。式(44)中，矩阵元素mi，j(i=x,y,z;j=1,2,3)为气动力矩系数解析计算模型中与舵偏角相关的参数项，考虑到本文利用吸气式通用高超声速飞行器(air-breathing Generic Hypersonic Vehicle, GHV)进行仿真验证，因此所推导的制导控制一体化设计模型所涉及的与飞行器气动模型相关的参数均可参考文献[5]获得。式(43)中，变量Δωx、Δωy、Δωz的具体形式为

(46)

式中：Δmx、Δmy和Δmz为飞行器气动力矩系数解析模型除却与飞行器舵偏角相关项以后的剩余项。需要说明的是，考虑到变量Δmx、Δmy和Δmz中含有舵偏角的二次和更高次项，因此在利用式(46)进行相关状态量解算时，变量Δmx、Δmy和Δmz中的高次舵偏角相关项利用上一时刻的舵偏角指令来计算，而仿真开始时刻则利用舵偏角的设置初值来进行解算。该舵偏角解算方案相比于求解包含舵偏角项的等式约束问题可大幅度减小计算量，同时也符合吸气式通用高超声速飞行器的气动力矩系数解析模型中舵偏角高次项为次要项的事实。

根据上述分析可得到如下以飞行器气动舵偏角为输入、以相对运动视线角二阶导数为状态变量的俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型：

(47)

式中：向量E=[C11C12]T；矩阵F=dD/dt。

需要说明的是，虽然式(47)中包含二阶导数项，但并未关联飞行器气动模型的二阶导数。经过分析，式(47)中的二阶导数变量主要包含两类：① 飞行器体坐标系内可测量信息的导数，在该模型中也即体系内加速度分量的导数；② 目标-飞行器相对运动状态变量的二阶导数，该类型变量的二阶导数可以通过与目标、飞行器的相对空间位置直接相关的具体计算公式求解得到。

2 制导控制一体化设计方法

以期望的精度命中预设目标且高速俯冲飞行过程中各状态变量稳定有界是制导控制一体化设计的基本目标，本节将以新建立的制导控制一体化设计模型为基础，完成俯冲飞行段高超声速飞行器期望舵偏角指令的解算。考虑到本文主要是验证式(47)所示新型制导控制一体化低阶设计模型的有效性，阐述重点并非与目前典型的制导控制一体化设计方法一样聚焦到高阶非线性系统的求解问题上[10-11]，因此将采用比较成熟和通用的控制理论和方法完成俯冲飞行段制导控制系统的设计。鉴于滑模控制方法算法简洁、响应快和鲁棒性强等特点，本文将采用常用的滑模控制方法完成俯冲飞行段六自由度制导控制系统的设计。以式(47)所示设计模型为基础，设计如下与相对运动视线角速率相关的滑模面向量：

(48)

(49)

式中：K1,K2∈R2×2为待设计反馈系数矩阵。

联立式(48)和式(49)可得俯冲飞行段制导控制一体化舵偏角指令为

(50)

式中：δac为右升降舵指令；δec为左升降舵指令；δrc为方向舵指令。

由式(50)可知，舵偏角指令的解算需要计算矩阵DABG∈R2×3的逆矩阵，根据矩阵D、A、B和G的具体形式，可知矩阵DABG同时由相对运动状态变量、质心和姿态控制状态变量及气动系数共同决定，形式复杂且影响因素繁多，虽然可以从定性的角度肯定在飞行器稳定可控的条件下其逆矩阵是存在的，但是仍然很难从理论的角度给出其广义逆矩阵存在的严谨证明。本文在解算舵偏角指令时首先假设该矩阵的逆矩阵是存在的，而后利用六自由度数值仿真结果反证该假设的合理性。需要说明的是，若在实施该一体化方法的时候有避免矩阵求逆的需求，可将视线倾角和视线偏角两个控制通道分开设计。

结合滑模变结构控制方法和Lyapunov稳定性理论可对本文提出的六自由度制导控制方法进行稳定性证明。选取Lyapunov函数VF=STS/2，则其对时间的一阶导数可表示为

(51)

(52)

考虑到舵机执行机构的延迟，将由式(50)得到的气动舵偏角指令通过式(53)所示的二阶惯性环节，并将二阶惯性环节的输出作为用于六自由度数值仿真分析时的实际气动舵偏。气动舵舵机惯性环节表示为

(53)

式中：ωn=20 Hz为气动执行机构近似惯性环节的自然频率；ξ=0.7为阻尼比。

需要说明的是，本文所建立的形如式(47)基于相对运动视线角速率的俯冲飞行段制导控制一体化设计模型将六自由度制导控制系统设计问题转化为二阶非线性控制系统的设计问题，降低了制导控制系统的模型阶数，简化了设计过程，且减少了设计参数。该一体化设计模型的实质其实是用飞行器质心状态变量在飞行器体系内分量及其一阶、二阶导数替代了飞行器绕质心运动学和动力学回路的跟踪过程；同时充分利用以目标和飞行器相对位置为基础解算的相对运动状态变量及其导数替代质心环路的制导控制过程。该一体化模型的推导过程通过建立飞行器加速度在弹道坐标系内分量与飞行器三通道角速率间的解析模型，进而利用目标和飞行器相对运动状态在特定坐标系内分量的二阶导数建立飞行器舵偏角与相对运动视线角速率间的输入输出关系，实质是利用体坐标系内分量的高阶导数动态替代了传统制导控制系统设计方案中的跟踪环路。此外，式(4)所示飞行器加速度分量与三通道角速率解析模型并未将气动升力和侧向力分开考虑，而是综合考虑两者空间组合后对于飞行器加速度的贡献；也就是说，本文提出的方法是对飞行器气动升力和侧向力同时进行控制进而完成俯冲飞行段制导控制任务的。

3 仿真分析

基于MATLAB/Simulink平台搭建俯冲飞行段制导控制一体化仿真模型，利用吸气式通用高超声速飞行器模型完成本文提出的俯冲飞行段制导与姿态控制系统一体化设计方法的有效性和鲁棒性的仿真验证。

3.1 有效性仿真校验

利用本文提供的制导控制一体化设计方法得到的高超声速飞行器俯冲飞行段六自由度数值仿真结果如图2～图10所示。

飞行器左升降舵、右升降舵和方向舵舵偏角变化曲线如图 2所示，结果显示IGC方法和G&C方法都能保证飞行器升降舵和方向舵舵偏光滑有界，也即两者均可使飞行器在其预设的控制能力内完成俯冲飞行段制导控制任务；但是通过对比也可以清晰地看出，IGC方法比G&C方法节约舵偏控制的执行量，且在飞行初始时刻，在飞行器存在较大的飞行方向偏差时，IGC方法能充分地利用飞行器的左右升降舵和方向舵(3个气动舵均达到饱和状态)以产生足够的气动侧向力和升力的侧向分量用于飞行器质心状态变量的纠偏。

俯冲飞行段迎角α、侧滑角β和倾侧角υ的变化曲线如图3所示。由于在初始时刻飞行器具有较大的航向误差，因此在0～30 s内飞行器迎角、侧滑角和倾侧角均存在比较明显的变化，但总体来讲，IGC方法的迎角、侧滑角和倾侧角变化幅度要小于G&C方法的变化幅度。飞行器俯仰角、偏航角和滚转角及其三通道角速率变化曲线如图4 和图5所示，两种方法均可保证飞行器姿态角平滑有界且处于较好的控制范围；通过对比可知，IGC方法对飞行器姿态的作用幅度要比G&C方法弱，可以用更平缓的姿态变化形式完成相同的飞行任务。

飞行器速度、速度倾角和航向角的变化曲线如图6所示。需要说明的是，本文的落脚点主要是提出并验证一种可行的制导控制一体化设计方法，在IGC设计的过程中并未充分考虑各项过程约束的影响。

目标-飞行器相对运动视线倾角及其角速率、视线偏角及其角速率和相对运动距离及其变化率曲线如图7～图9所示。需要说明的是，仿真过程中各项相对运动状态变量是通过飞行器和目标的空间位置解算的，因此在飞行终端时刻相对运动视线角及其角速率会出现一定程度的发散。对于飞行末段控制量的处理过程，本文采用与文献[18-19]相同的方法。以飞行高度到达地面为仿真终止条件，IGC和G&C 两种方法对应的终端命中精度分别为6.562 m和55.42 m；考虑到飞行器末段飞行速度较高，同时再结合吸气式通用高超声速飞行器的机身长度可知，两种方法的截断命中精度误差都是可以接受的。

三维空间内高超声速飞行器俯冲飞行段轨迹如图10所示。该仿真条件下，地面固定目标在地面惯性坐标系OX轴投影为160 km，在OY、OZ轴的投影均为0 km；从质心位置状态变量的仿真结果来看，IGC方法要比G&C方法在实现飞行任务上更直接，也可以更灵活地控制飞行器的飞行。需要说明的是，IGC方法和G&C方法的六自由度数值仿真结果均与其各自的控制参数有直接关系，采用一次仿真示例并不能充分说明两种方法的优劣，但是在本文所设置的相同的仿真条件下，IGC方法确实要比G&C方法的仿真效果要好一些。

3.2 偏差条件仿真分析

为验证本文制导控制一体化设计方法的鲁棒性和适应性，下面进行拉偏条件仿真分析。对飞行器影响较大的拉偏项包括气动滚转力矩系数mx、气动偏航力矩系数my、气动俯仰力矩系数mz、气动阻力系数CD、气动升力系数CL、气动侧向力系数CN和大气密度ρ，其中气动力矩系数的拉偏幅值为±30%，气动力系数的拉偏幅值为±30%，大气密度的拉偏幅值为±50%。依据自由组合原则设置如表 1所示，8项偏差组合条件进行仿真分析以验证本文所提方法的鲁棒性。同时，为提高控制难度，将飞行器初始速度提高到3 500 m/s，同时初始飞行高度也提高到32 km。

飞行器左升降舵、右升降舵和方向舵舵偏角变化曲线如图11所示。可见，在所设8种偏差组合条件下，飞行器均能完成俯冲飞行制导控制任务。需要说明的是，以红色虚线和黑色虚线标示的两个偏差组合中飞行器姿态控制回路状态变量产生了有限幅度的振荡，该振荡产生的主要原因是飞行器此时拥有较大的力矩系数，同时由于大气密度偏低产生动压不足的现象，便出现了类似于反馈过大的有限幅度振荡现象。

不同偏差组合条件下，迎角、侧滑角和倾侧角的变化曲线如图12所示，俯仰角、偏航角和滚转角如图13所示，滚转、偏航和俯仰角速率如图14所示，从三通道角速率的变化更能说明飞行器因大气密度较低产生动压不足进而表现出有限幅度振荡的现象。

不同偏差组合条件下，飞行器速度、速度倾角和航向角的变化曲线如图15所示，飞行器质心位置在地面惯性坐标系坐标轴的分量如图16所示，高超声速飞行器俯冲飞行段三维飞行轨迹如图17 所示，图中地面目标以五角星标示。

本文中设置的8种偏差组合条件，终端命中精度最大值为8.79 m，考虑到飞行器终止时刻较高的飞行速度，本文认为该制导控制一体化设计方法的终端截断型命中精度是可以接受的。

4 结 论

针对高超声速飞行器高速俯冲飞行制导控制设计问题，建立以飞行器气动舵偏角为输入的目标-飞行器三维空间相对运动模型，将六自由度制导控制问题转化为非线性系统输出调节问题，仿真结果验证了该方法的有效性和鲁棒性。

1) 建立以飞行器气动控制舵偏角为输入变量的目标-飞行器三维空间相对运动模型，得到集成度更高且系统阶数较低的俯冲飞行段制导控制一体化的设计模型。

2) 将飞行器六自由度制导控制系统设计问题转化为二阶非线性系统输出调节问题，省略了根据期望过载反插值求解欧拉角指令的过程、欧拉角跟踪的过程和三通道角速率跟踪控制过程，降低了六自由度制导控制系统的阶数，减少了制导控制系统设计的控制参数。

3) 制导控制一体化指令的求解主要依赖飞行器体坐标系内的状态分量和基于空间位置解算的相对运动信息，可在一定程度上减少机载传感器数量并提升传感器的利用效率。

[1] 王建华， 刘鲁华， 汤国建. 高超声速飞行器俯冲段制导与姿控系统设计[J]. 宇航学报， 2016， 37(8): 964-973. WANG J H, LIU L H, TANG G J. Guidance and attitude control system design for hypersonic vehicle in dive phase[J]. Journal of Astronautics, 2016, 37(8): 964-973 (in Chinese).

[2] RICHIE G. The common aero vehicle: Space delivery system of future: AIAA-1999-4435[R]. Reston: AIAA, 1999.

[3] FIDAN B, MIRMIRANI M, IOANNOU P A I. Flight dynamics and control of air-breathing hypersonic vehicles: Review and new directions[C]//12th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies. Reston: AIAA, 2003: 563-571.

[4] ZONG Q, JI Y H, ZENG F L, et al. Output feedback back-stepping control for a generic hypersonic vehicle via small-gain theorem[J]. Aerospace Science and Technology, 2012, 23(1): 409-417.

[5] WANG J H, LIU L H, WANG P, et al. Guidance and control system design for hypersonic vehicles in dive phase[J]. Aerospace Science and Technology, 2016, 53: 47-60.

[6] LIU L H, ZHU J W, TANG G J, et al. Diving guidance via feedback linearization and sliding mode control[J]. Aerospace Science and Technology, 2015, 41: 16-23.

[7] LU P, DOMAN D B, SCHIERMAN J D. Adaptive terminal guidance for hypervelocity impact in specified direction: AIAA-2005-6059[R]. Reston: AIAA, 2005.

[8] PU Z Q, YUAN R Y, TAN X M, et al. An integrated approach to hypersonic entry attitude control[J]. International Journal of Automation and Computing, 2014, 11(1): 39-50.

[9] WANG J, ZONG Q, TIAN B L, et al. Flight control for a flexible air-breathing hypersonic vehicle based on quasi-continuous high order sliding mode[J]. Journal of Systems Engineering and Electronics, 2013, 24(2): 288-295.

[10] 赵暾， 王鹏， 刘鲁华， 等. 带落角约束的高超声速飞行器一体化制导控制[J]. 控制理论与应用， 2015, 32(7): 925-933. ZHAO T, WANG P, LIU L H, et al. Integrated guidance and control with terminal angular constraint for hypersonic vehicles[J]. Control Theory & Applications, 2015, 32(7): 925-933 (in Chinese).

[11] WANG J H, LIU L H, ZHAO T, et al. Integrated guidance and control for hypersonic vehicles in dive phase with multiple constraints[J]. Aerospace Science and Technology, 2016, 53: 103-115.

[12] 朱战霞， 陈鹏， 唐必伟. 基于滑模方法的空空导弹一体化制导控制律设计[J]. 西北工业大学学报, 2014, 32(2): 213-219. ZHU Z X, CHEN P, TANG B W. Designing integrated guidance and control law for air to air missile based on sliding mode control[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2014, 32(2): 213-219 (in Chinese).

[13] SONG H T, ZHANG T, ZHANG G L. L1 adaptive state feedback controller for three-dimensional integrated guidance and control of interceptor[J]. Journal of Aerospace Engineering, 2014, 228(10): 1693-1701.

[14] 薛文超， 黄朝东， 黄一. 飞行制导控制一体化设计方法综述[J]. 控制理论与应用， 2013， 30(12): 1511-1520. XUE W C, HUANG C D, HUANG Y. Design methods for the integrated guidance and control system[J]. Control Theory & Application, 2013, 30(12): 1511-1520 (in Chinese).

[15] HOU M Z, LIANG X L, DUAN G R. Adaptive block dynamic surface control for integrated missile guidance and autopilot[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2013, 26(3): 741-750.

[16] MENON P K, OHLMEYER E J. Nonlinear integrated guidance control laws for homing missile：AIAA-2001-4160[R] . Reston: AIAA, 2001.

[17] SCHIERMAN J D, WARD D G, HULL J R, et al. Integrated adaptive guidance and control for reentry vehicles with flight-test results[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2004, 27(6): 975-988.

[18] 严晗. 鲁棒非线性导引与控制律一体化设计研究[D]. 合肥: 中国科学技术大学， 2013. YAN H. Research on robust nonlinear integrated guidance and control design[D]. Hefei: University of Science and Technology of China, 2013 (in Chinese).

[19] 徐明亮. 高超声速滑翔飞行器制导方法研究[D]. 长沙：国防科学技术大学， 2012. XU M L. Research on guidance approach for hypersonic glide vehicles[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2012 (in Chinese).

(责任编辑：张玉)

＊Corresponding author. E-mail: gjtang@263.net

Integrated guidance and control scheme for hypersonic vehiclesin dive phase

WANG Jianhua, LIU Luhua, WANG Peng, TANG Guojian*

CollegeofAerospaceScienceandEngineering,NationalUniversityofDefenseTechnology,Changsha410073,China

A reduced-order model for the design of guidance and control system of hypersonic vehicles in dive flight phase is developed, and a novel design approach of six-degree-of-freedom (6DoF) guidance and control system is proposed. The 3D coupling relative dynamics between the target and the hypersonic vehicle are derived based on accurate transitions of coordinate systems. An analytical model for components of acceleration of the hypersonic vehicle in the ballistic frame and the three-channel body rates is obtained. The 3D diving relative model, with the control surface fin deflections being the inputs, is denoted as the 6DoF integrated guidance and control design model. The system order and the tuning parameters of the 6DoF guidance and control system are reduced. The process of calculating the angle of attack and sideslip angle based on the desired overloads is omitted. In addition, the novel analytical model is applied to substitute the compensated dynamics for the traditional tracking processes of the rotational control loops. A novel design approach of 6DoF guidance and control system is proposed. The effectiveness and robustness of the proposed integrated guidance and control scheme are investigated and verified using an air-breathing generic hypersonic vehicle.

guidance and control system; integrated guidance and control; reduced-order design model for integrated guidance and control; hypersonic vehicle; dive flight phase; sliding mode control

2016-04-18； Revised：2016-05-26； Accepted：2016-07-26； Published online：2016-08-17 14:24

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160817.1424.002.html

s：National Natural Science Foundation of China (61104200); National University of Defense Technology Scientific Research Projects (ZDYYJCYJ20140101)

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0223

2016-04-18； 退修日期：2016-05-26； 录用日期：2016-07-26； 网络出版时间：2016-08-17 14:24

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160817.1424.002.html

国家自然科学基金 (61104200)； 国防科学技术大学科研计划项目重大应用基础研究 (ZDYYJCYJ20140101)

＊通讯作者.E-mail: gjtang@263.net

王建华, 刘鲁华, 王鹏, 等. 高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化设计方法[J]. 航空学报， 2017, 38(3)：320328. WANG J H, LIU L H, WANG P, et al. Integrated guidance and control scheme for hypersonic vehicles in dive phase[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(3): 320328.

V448

A

1000-6893(2017)03-320328-13