一種自適應滑模臨近空間飛行器跟蹤制導方法*

劉開封，孟海東，陳奇昌，陳 穎，王長江

(火箭軍研究院第六研究所，北京 100090)

0 引言

標準彈道/軌跡制導法(也稱跟蹤制導法)是在航天飛行器工程領域中得到成功應用的制導方法[1]。由于臨近空間的環境復雜性和不確定性，處于臨近空間飛行的飛行器實際飛行軌跡可能與參考軌跡存在較大偏差，普通的基于狀態方程線性化的跟蹤制導方法對于小擾動情況效果較好，但應用于如臨近空間之類大擾動跟蹤制導時，狀態方程線性化可能造成較大的制導方法誤差[2]。因此，文中設計了一種具有積分型切換函數的自適應滑模制導方法(adaptive sliding mode guidance with integral switch function, ISFASMG)，該方法基于線性二次型調節器(linear quadratic regulator, LQR)設計反饋增益，并在LQR跟蹤制導律表達式中增加了自適應制導項，修正線性化跟蹤制導的方法誤差，使其具有更強的魯棒性，適用于大擾動的臨近空間跟蹤制導。

1 基于ISFASMG的縱向跟蹤制導方法

1.1 具有積分型切換函數的滑?？刂?/h3>

考慮如下線性不確定系統:

[B(t)+ΔB(t)]U(t)+[D(t)+ΔD(t)]TL

(1)

式中:ΔA、ΔB和ΔD分別為系統參數和外加干擾的不確定性；TL為外加干擾。

上述系統可轉換為:

(2)

式中:E(t)為總不確定項，具體如下:

(3)

式中:B+=(BTB)-1BT。

設計如下積分型切換函數:

(4)

式中:F為正常數矩陣；K為狀態反饋增益矩陣。

(5)

由上式可以看出，通過設計狀態反饋增益K，可達到理想的控制效果。

設計控制器為[3]:

(6)

由式(4)對t求導，并將式(2)和式(6)代入，得:

Bf·sgn[s(t)]+BE}

(7)

FB{E-f·sgn[s(t)]}

(8)

則:

FB[E·s-f·abs(s)]

(9)

由于f≥abs[Ei(t)]，則:

(10)

說明系統穩定。

由式(6)可以看出，滑?？刂破髟诰€性反饋的基礎上增加了一項f·sgn[s(t)]，而f≥abs[Ei(t)]。又由式(3)可以看出，Ei(t)反應了系統參數誤差和外部干擾，因此滑模控制器可修正狀態方程線性化的方法誤差和外部干擾，具有更強的魯棒性。

1.2 自適應控制器設計

由式(6)可以看出，控制器中需要確定E(t)的上界。然而，在實際控制過程中，總不確定項E(t)的上界往往難以確定，因此需采用自適應控制方法，實現對E(t)的上界的自動自適應估計。

(11)

式中:ε為自適應項的增益向量，滿足ε>0。

則自適應滑模控制律設計為:

(12)

定義Lyapunov函數:

(13)

則:

(14)

由式(11)，同式(9)推導，得:

(15)

(16)

由式(15)和式(16)，則式(14)可轉換為:

(17)

即證明了自適應滑模控制的穩定性。

1.3 基于LQR的狀態反饋增益設計

基于積分型切換函數的滑?？刂菩枰侠淼脑O計狀態反饋增益矩陣K，文中基于線性二次型調節理論[4]設計反饋增益。

線性系統描述如下：

(18)

式中:X(t)為系統狀態；U(t)為控制變量；Y(t)為系統輸出。

如果希望系統的理想輸出為Y*(t)，則e=Y*(t)-Y(t)為誤差向量。

對于終端時間自由的最優控制問題，通常定義以下形式二次型性能指標:

UT(t)T(t)U(t)]dt

(19)

式中:Q(t)為對稱半正定矩陣；T(t)為對稱正定矩陣；積分式中eT(t)Q(t)e(t)和UT(t)T(t)U(t)分別為狀態誤差和控制誤差，積分表示過程誤差的累積。

當C(t)=I，理想輸出Y*(t)=0時，則控制的目的是使Y(t)=X(t)=e(t)=0。即用最小的控制量使狀態保持在零值附近，稱為線性二次型狀態調節問題。

根據Hamilton極小值原理，得上述系統的最優控制為：

U*(t)=-T-1(t)BT(t)P(t)X

(20)

P滿足如下Riccati微分方程及邊界條件:

(21)

令最優增益矩陣K為：

K=-T-1(t)BT(t)P(t)

(22)

則：

U=KX

(23)

1.4 縱向跟蹤制導問題建模

假設地球為不旋轉均質圓球，得縱向運動方程為[5-6]：

(24)

由上式可以看出，縱向運動僅與傾側角大小相關，因此可通過調節攻角和傾側角大小跟蹤縱向軌跡，而通過傾側角符號控制航向實現側向軌跡的跟蹤。

(25)

式中：

式中:CLv、CLr、CLα為氣動升力系數CL對v、r、α的偏導數；CDv、CDr、CDα為氣動阻力系數CD對v、r、α的偏導數；ρr為大氣密度ρ對地心矢徑r的偏導數。

為簡化計算，可令二次型性能指標中加權矩陣Q和T為對角矩陣，則二次型性能指標可轉換為:

Q33(δr)2+T11(δα)2+T22(δ|γc|)2]dt

(26)

式中:Q11、Q22和Q33分別為矩陣Q的對角線元素，T11和T22分別為T的對角線元素。為反映各參數之間的權重比，參照文獻[7-8]，可令：

其中δvmax、δΘmax、δrmax、δαmax和δ|γc|max分別為對v、Θ、r、α和|γc|的跟蹤誤差最大允許偏差，需根據經驗或仿真結果人為設定。

至此，根據式(21)和式(22)，便可計算出LQR反饋增益矩陣K。

(27)

將式(4)變形得:

(28)

(29)

由式(27)可以看出，基于積分型切換函數的自適應滑模制導方法較普通LQR跟蹤方法，增加了一項自適應項，該項反映了對系統參數和外部干擾不確定性的自適應修正，包括大擾動情況下狀態偏差線性化帶來的方法誤差，增加了制導系統的魯棒性。

2 基于航向走廊的側向制導方法

縱向跟蹤控制器僅能確定傾側角γc的大小，不能確定它的符號。因此必須實施側向制導以確定傾側角γc的符號，從而獲得完整的制導指令。

通常通過定義航向角偏差走廊實現對側向軌跡的控制。航向角偏差走廊定義為：以單調變量為自變量(通常為速度v或待飛航程Stogo)，航向角偏差ΔΦ的允許范圍構成的走廊形區域。當飛行器位于航向角誤差走廊中時，代表側向軌跡在允許偏差范圍內，應保持當前傾側角符號不變；當飛行器超出航向角偏差走廊時，繼續保持當前傾側角符號會導致航向角偏差增大，并越來越超出偏差走廊，此時應改變傾側角符號，即翻轉再入體，使航向角誤差減小并使軌跡回到航向角偏差走廊中。

通常[9-10]，航向角偏差走廊設計為“漏斗形”的形狀，如圖1所示。為提供良好的初始條件，航向角偏差走廊在初始階段應取較小的允許范圍；在中間部分，為避免傾側角頻繁改變符號，導致再入體頻繁翻轉增加控制系統負擔，中間部分取較大的允許范圍；在終點時，為保證到達終點的精度，偏差走廊也應取較小的允許范圍。

圖1 航向角偏差走廊示意圖

3 仿真結果及分析

設置初始偏差為：δv=100 m/s、δΘ=1°、δΨ=1°、δr=200 m、δλ=0.1°、δφ=0.1°?？v向最大允許偏差為：δvmax=10m/s、δΘmax=0.05°、δrmax=200 m、δαmax=0.2°、δγcmax=1°。氣動系數誤差服從均值為0的正態分布，標準差為氣動系數值的5%，自適應系數取ε=[5,1,3]T。

分別采用LQR跟蹤制導和ISFASMG跟蹤參考軌跡，單次仿真結果對比如圖2～圖10所示。由仿真結果可以看出，使用ISFASMG方法，速度、當地速度傾角和地心距離初始誤差能夠很快的減小到一定范圍，說明文中的反饋增益設計和自適應滑模制導設計合理；中期跟蹤軌跡與參考軌跡存在一定的偏差，是由于中期設置了較大的航向角偏差容許值，但在末段由于航向角偏差容許值減小，跟蹤軌跡基本與參考軌跡重合；在中期傾側角僅翻轉了一次，在接近終點時為精確控制航向，傾側角翻轉了3次，總翻轉次數較少，說明航向誤差走廊設計合理。

并且，ISFASMG對縱向軌跡參數的跟蹤精度明顯優于LQR，由于文中考慮5%的氣動參數誤差，在再入末期，氣動參數值較大，對應氣動參數誤差也較大時，LQR跟蹤制導方法對高度與速度跟蹤誤差較大，導致跟蹤軌跡與參考軌跡偏差較大，而ISFASMG仍能夠實現穩定的跟蹤，證明了ISFASMG在大參數偏差下的魯棒性優勢。

圖2 地心距離跟蹤對比

圖3 速度跟蹤對比

圖4 當地速度傾角跟蹤對比

圖5 航向角控制對比

如圖11所示，100次跟蹤軌跡打靶結果表明，ISFASMG方法能夠始終將終點參數偏差控制在合理的范圍，經統計ISFASMG制導精度偏差(圓概率偏差，circular error probable, CEP)約為LQR的1/12左右。

圖6 指令攻角與參考攻角

圖7 指令傾側角與參考傾側角

圖8 緯度變化對比

圖9 經度變化對比

圖10 三維軌跡變化對比

圖11 終點狀態偏差統計

4 結論

文中設計了一種具有積分型切換函數的自適應滑模制導方法，該方法在LQR跟蹤制導律中增加了自適應項，修正了狀態方程線性化的方法誤差和外部干擾，使其具有更強的魯棒性，適用于大擾動的臨近空間飛行段制導。對比仿真結果表明，ISFASMG方法能夠很好地對縱向軌跡參數進行跟蹤，大擾動情況下制導精度明顯優于LQR跟蹤制導。