哈工大再入飛行器視景仿真大作業(yè).

1、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： 2015/8/11 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，

2、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?度高于聲速數(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)中會(huì)受到很大的外界干

3、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(cè)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(cè)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(cè)制導(dǎo)法是以消除 實(shí)際軌道的預(yù)測(cè)落點(diǎn)和實(shí)際落點(diǎn)之間的偏差為

4、目標(biāo)的制導(dǎo)方法。 在實(shí)際飛行的過 程中控制算法將不斷預(yù)測(cè)落點(diǎn)偏差，然后不斷進(jìn)行校正，因此， 預(yù)測(cè)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(cè)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。 基本的設(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)

5、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， 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

6、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)

7、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)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：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

8、一對(duì)時(shí)，它們控制飛行器的偏航。5#飛行器模型列滾轉(zhuǎn)(x)、偏航(y)、俯仰(z)分別對(duì)應(yīng)的力矩關(guān)系式如下Mx 二 F=x_limTex， (k)=Tx;elseif Kpx*(Gamma_Ex-Gamma(k)+Kdx*(0-Omegax(k)v=-x_limTex(k)=-Tx;elseTex(k)=0;if Kpy*(Phai_Ex-Phai(k)+Kdy*(0-Omegay(k)=y_limTcy(k)=Ty;elseif Kpy*(Phai_Ex-Phai(k)+Kdy*(0-Omegay(k)v=-y_limTey(k)=-Ty;elseTey(k)=0;if Kpz*(Theta_

9、Ex-Theta(k)+Kdz*(0-Omegaz(k)=z_limTez(k)=Tz;elseifKpz* (T heta_Ex-Theta(k)+Kdz*(0-Omegaz(k)v=-z_limTez(k)=-Tz;elseTez(k)=0;endendend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:%滾轉(zhuǎn)通道%偏航通道%俯仰通道%控制律參數(shù)設(shè)置Kpx=40; Kdx=15;Kpy=30; Kdy=25;Kpz=40; Kdz=25;F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

10、及參數(shù)代入仿真程序進(jìn)行仿真，仿真圖像如下:30胡242220IIIIIP1114b111iii111I4P1111n亠 !1111jrr|1I=1r!iiatijrfa111Id. /-.) -.-/P111耳1Jiiiitirb1i11d/1I111Jrp!n11JuJi11111jrl l i：iJ!IianiibIIiiifill111r!1iqwb111dR11114H-j廠f -T- iH1111-1rii!i4a11iItiEll1I-1F11i|1H711114911I1i1i11iri!i!i4IIi1ii；rii!iih1111-iR111I4liiiiiii1000 MOO

11、 3000 4000 5000 6000 7000 &000 WM 10000時(shí)間至秒俯仰角-度俯仰通道推力141000 20003000 4Q0C 5000 6000 7000 6000 9000 10000時(shí)間-壹種俯仰通角速度1000 MOO 3000 4000 5000 6000 7000 800 9OM 1000C時(shí)間至秒滾轉(zhuǎn)角-度30201000 2DQ0 3000 4OQO 5000 6400 7000 8000 90Q0 10000時(shí)同-毫秒滾轉(zhuǎn)通道推力一LIIIIILI1000 2000 3000 4000 5000 6000 70Q0 800 KM 10000 時(shí)間至秒滾轉(zhuǎn)

12、通角速度IODO 2WQ 3000 4000 5000 6000 7W0 3000 000 1OT00時(shí)間卻3 2 1-0偏航角-度4030101000 20003000 4Q0C 5000 6000 7000 60rn irim iHLife 卻H簡 T 4Mdh Hl 14JQ-n3 H:1T4baw0 in.rynE J Lra-C LnAAfl h M.lJ Alijur 右峠亦町 巧初連自酊Tfi PWWMM me.：片0111|由ijuukJ CkdiJli治tlxk ainLiDtMtaL-liJa 日叫g(shù)fth fdfc Iriwgd 規(guī)厲 Sj#i0ED3 riUI Luar

13、vAwh1丄12mIMS& 則匸 C ：|1P直J亠G*5 fSltHL-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:Dcwrrange1J7%MW5祇制導(dǎo)律中主要調(diào)整部分其中，可以調(diào)整的，部分是 Phase Advanee與PhaseAdvancel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)。F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liteVfvMiiiarKL BiMgabor Hwtdinng JLiniiibn H*&CHdngCi響也W- Fiji 丿常鼻.口 才H 由曲 #|丹“町昭5T叮加i p車1宜慣砧4即SldlH視角2第一人稱視圖 x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