助推滑翔飛行器制導控制系統研究

摘要：文章針對現階段助推滑翔飛行器的精確打擊所面臨的一系列誤差因素做出改進，以達到精確制導的目的。首先，關于助推滑翔飛行器（CAV-H）再入制導問題，在滑翔段和下壓段分別使用預測校正制導和比例導引法以達到對地精確快速打擊目標；其次，針對彈道的震蕩問題采用類似PD控制的方法，用牛頓-拉夫森迭代法對傾側角進行修正；最后，通過仿真驗證滑翔段的制導方法的有效性。

關鍵詞：滑翔飛行器；制導控制系統；預測校正制導；牛頓-拉夫森迭代法 文獻標識碼：A

中圖分類號：V249 文章編號：1009-2374（2016）36-0011-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.36.006

1 研究背景及意義

近年來，提高遠程常規快速精確的打擊能力已成為世界軍事力量發展的重點和戰略目標，為此世界各國都積極開展高速遠程精確打擊飛行器的論證研制工作。2001年美國政府提出全球快速打擊戰略，其目標是發展一種能夠攜帶傳統武器并在一小時內對地球上任何目標進行打擊的武器系統，包括常規打擊導彈方案（CSM），即在“獵鷹（FALCON）”計劃下提出的通用航空飛行器CAV以及它的增強型（ECAV）。

CAV或者ECAV是美國空軍航天司令部在論證軍用太空飛機（MSP）概念時引出的一種新概念的航空武器，其特點是通過主動段的快速助推使飛行器達到較大的速度和高度，隨后在鄰近空間以無動力跳躍滑行方式進行長時間機動飛行，具有可實現遠程快速精確打擊、覆蓋區域大、機動性能好以及突防能力較強等優點，適于攻擊時間敏感目標和敵方縱深目標，可以避免“核模糊”問題，一般可以從空間平臺（比如航天飛機、在軌衛星）投放。

洛克西洛·馬丁公司在HTV-1的基礎上采用升力體構型，提高整體空間容積，研制出CAV的試驗機HTV-2，到2007年HTV-2的各項測試試驗基本完成。此后，分別于2010年4月和2011年8月進行了飛行試驗，但兩次實驗均在滑翔段與地面發生失聯。報道表明，除了防熱護、高升阻比的氣動外形等問題，各飛行段的制導與控制優化技術也將是此類飛行器發展過程中必須克服的障礙。

再入制導技術是實現飛行器安全載入的關鍵技術，隨著航天技術的不斷發展，各種再入制導技術層出不窮，并且已經在航天飛機、載人飛船上得到應用。整個制導技術大致分為彈道制導和預測制導。國內外研究表明，滑翔段的預測校正方法在助推-滑翔飛行器中能夠實現較好的制導控制，且能應對較為復雜的約束環境，實現CAV-H的精確制導。

2 問題建模方案

2.1 問題描述

助推-滑翔飛行器依據飛行過程可分為主動段、滑翔段、末制導段。主動段是由運載火箭從地面發射開始，直至發動機關機分離，使飛行器達到預定的高度和速度，且以合適的彈道傾角分離；滑翔段則是飛行器與動力裝置分離，經過大氣層的自由飛行后再入大氣層，依靠氣動力控制以實現遠程跳躍滑翔，到達目標附近區域；末制導段飛行器的速度已經降低，距離目標也比較近，飛行器俯沖直至命中目標，此段對于制導和控制要求較高，以確保精確打擊。

2.2 運動學建模

2.2.1 滑翔段運動學模型。

第一，彈道坐標系的定義：M-xhyhzh該坐標系原點在飛行器質心M處，Mxh軸沿飛行器的速度方向，My_h位于包含速度矢量的鉛垂平面內且垂直于Mxh軸，飛行器運動方向為正。M-xhyhzh組成右手直角坐標系。

第二，滑翔段運動方程：由于在主動段飛行過程中火箭發動機一直工作，不斷消耗燃料，因此質量是一個變值，所以在建立運動方程的時候將飛行器視為一個變質量點系，用D/Dt表示慣性坐標系的導數，用d/dt表示相對旋轉坐標系的導數，根據牛頓第二定律，飛行器在慣性坐標系中的動力學矢量方程為：

在方案論證階段，忽略整個飛行過程中的一些次要因素，假設不考慮地球自轉、扁率和彈體自身滾轉。滑翔階段，飛行器將與動力裝置分離，T變為0，飛行器在無動力滑翔過程中通過自身的滾轉進行橫向機動。

2.2.2 下壓段運動學模型。

下壓段運動方程：假設CAV飛行過程中側滑角始終保持為接近于0°的小量，通過改變攻角和傾斜角實現飛行器的導引飛行，得到飛行器三自由度運動方程末段飛行高度變化不大，其中重力加速度取9.81m/s2，導彈傾角γ（90°≤γ≤90°）。

2.3 模型求解

滑翔段使用基本預測-校正算法給出了一個完整的傾側角變化規律。傾側角表示為e的一個線性函數，σ0≥0，σf為給定值，符號由反轉邏輯決定。在每一個制導周期中尋找一個合適的σ0，誤差可以看成是σ0的函數，即找零點的問題，但這里為找方程極小值的問題若沒有達到終止條件，則使用Newton-Raphson算法對σ0進行更新，滿足終止條件后得到最優解。

3 仿真結果與分析

滑翔段：由滑翔段的高度時間圖以及速度時間圖可知，飛行器跳躍比較頻繁。根據計算結果，將彈道傾角的數據進行簡單處理加控制補償后，即把預測-校正制導產生的sigma根據高度變化及高度率變化進行微調，使其既滿足擬平衡滑翔，又能在縱向上滿足到達s*的精度。

由高度時間對比圖可以看出，加補償后的跳躍時間圖較為平滑，說明彈道跳躍得到了抑制。有傾側角補償的速度時間的曲線更加平滑，動壓較為穩定，波動情況也得到相對的緩解。以過載-時間為例，沒有傾側角補償時，最大過載達到6.5（g）左右，隨著時間推移，穩定后的值也在1（g）以上；加補償之后最大過載為2.3（g）左右，穩定后的過載也小于1（g）。

末段時：進入末段后，下壓段起始于滑翔段末端，終止于目標所在位置，實現了從滑翔段末開始減速并調整角度，最終能精確落在目標所在位置的目的。

4 研究總結以及前景展望

本文主要對CAV-H飛行器在滑翔段和末制導段的制導控制問題進行了修正，分別建立數學模型，采用C++、matlab以及其他數據處理軟件進行了仿真計算和分析。

在滑翔段，本文針對控制制導存在的問題進行了建模與分析，對其飛行過程中的跳躍問題提出了一種傾側角補償的策略，使彈道變得平滑，并滿足了落點約束、熱流、動壓等限制，為末制導段創造了條件。

最后下壓段采用比例導引，使飛行器從滑翔段末端開始，在速度高度以及其他參數的變化下，精準地落在預定目標所在的位置，完成了對地精確快速打擊的

任務。

滑翔再入飛行器，以其速度快、精準度高、打擊范圍大、適合執行多種作戰任務的特點在未來的航天武器中將受到越來越多的關注。本文針對現階段的CAV-H飛行器的導航制導控制存在的問題進行了一些研究，較好地實現了精準的對地打擊。

參考文獻

[1] WOOLF A F.Conventional Prompt Global Strike and Long-Range Ballistic MIissiles[J].Background and Issue，2010，（25）.

[2] 范文鋒，許波，郝昀.助推-滑翔飛行器彈道最優控 制研究[J].現代防御技術，2014，（3）.

[3] 崔乃剛，傅瑜，盧寶剛.助推-滑翔飛行器助推段最 優軌跡快速生成方法[J].彈道學報，2013，（2）.

[4] WALKER S H.The DARPA/AF Falcon program： The Technology Vehicle2（HTV-2）Flight Demonstration Phase[A].15th AIAA International space planes and Hypersonic Systems and Technologies Coference[C].2008.

[5] 吳德隆.航天器氣動力輔助變軌動力學與最優控制 [M].北京：中國宇航出版社，2006.

[6] 李柯，聶萬勝，馮必鳴.助推-滑翔飛行器彈道分段 優化研究[J].指揮控制與仿真，2012，（5）.

作者簡介：趙前甜，西北工業大學航天學院本科在讀學生，研究方向：探測制導與控制技術。

（責任編輯：黃銀芳）