趙良玉 時(shí)皓銘 王建華 崔磊

摘 要：針對高超聲速飛行器制導(dǎo)和控制系統(tǒng)分離設(shè)計(jì)方法的不足， 提出通過制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)提升其可打擊區(qū)域的方法。 首先， 在建立高超聲速制導(dǎo)控制一體化模型的基礎(chǔ)上， 揭示了其通過控制彈體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的牽連加速度來跟蹤制導(dǎo)指令的工作原理。 其次， 通過典型彈道的數(shù)值仿真， 對比分析了制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)相較于分離設(shè)計(jì)的控制信號差異。 最后， 通過確定制導(dǎo)控制分離設(shè)計(jì)及一體化設(shè)計(jì)的高超聲速飛行器可打擊區(qū)域的方式， 從大樣本仿真角度體現(xiàn)制導(dǎo)控制一體化的優(yōu)勢。 結(jié)果表明， 制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)可以放寬對可用過載的需求且有助于提升高超聲飛行器的可打擊區(qū)域。

關(guān)鍵詞：? 制導(dǎo)控制一體化； 大樣本仿真； 可打擊區(qū)域； 高超聲速飛行器； 過載約束

中圖分類號：TJ765

文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A

文章編號：? 1673-5048（2024）02-0091-08

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2024.0057

0 引? 言

高超聲速飛行器具有飛行速度高、 航程遠(yuǎn)等特點(diǎn)， 相比傳統(tǒng)彈道導(dǎo)彈末端打擊時(shí)間更短、 機(jī)動(dòng)能力更強(qiáng)， 在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的地位愈發(fā)重要［1］。 然而， 高超聲速飛行器的制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)面臨強(qiáng)耦合、 強(qiáng)非線性、 快時(shí)變等復(fù)雜問題［2］， 使得基于時(shí)標(biāo)分離假設(shè)分別獨(dú)立設(shè)計(jì)制導(dǎo)系統(tǒng)和控制系統(tǒng)的傳統(tǒng)方法， 在面對高超聲速飛行器這類復(fù)雜被控系統(tǒng)時(shí)具有較強(qiáng)的局限性［3］。 與制導(dǎo)控制分離設(shè)計(jì)的理念不同， 制導(dǎo)控制一體化以攻角、 側(cè)滑角、 傾側(cè)角為“橋梁”， 建立制導(dǎo)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)的聯(lián)系， 充分考慮二者耦合作用產(chǎn)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制指令［4］。

目前， 制導(dǎo)控制一體化的研究成果主要分為方法研究和模型建構(gòu)兩個(gè)方面。 常用的制導(dǎo)控制一體化方法包括滑?？刂?、 反步設(shè)計(jì)、 自適應(yīng)控制等［5］。 在滑?？刂品椒ǖ难芯糠矫?， Ming等［6］基于非奇異終端滑?？刂品椒ㄔO(shè)計(jì)了含有擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)， 在未知目標(biāo)機(jī)動(dòng)和氣動(dòng)系數(shù)的情況下具有較好的魯棒性。 Li等［7］提出了一種基于全局終端滑模控制的制導(dǎo)控制一體化方法， 可以確保系統(tǒng)狀態(tài)的快速收斂。 文獻(xiàn)［8］使用滑模控制方法和非線性有限時(shí)間擾動(dòng)觀測器構(gòu)建了一種攻擊時(shí)間約束的制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)， 數(shù)值仿真表明其能夠在滿足時(shí)間約束的情況下命中移動(dòng)目標(biāo)。 文獻(xiàn)［9］提出了分?jǐn)?shù)積分終端滑?？刂频闹茖?dǎo)控制一體化方案， 在滿足攻擊角度約束的情況下具有較好的魯棒性。 文獻(xiàn)［10］提出了一種考慮了攻擊角度約束和執(zhí)行器飽和的制導(dǎo)控制一體化方法， 超扭轉(zhuǎn)狀態(tài)觀測器和滑?？刂频慕Y(jié)合可以保證該方法對擾動(dòng)和目標(biāo)加速度具有很強(qiáng)的魯棒性。

在反步設(shè)計(jì)方法的研究方面， Chao等［11］設(shè)計(jì)了一種全局有限時(shí)間穩(wěn)定的制導(dǎo)控制一體化方法， 對非匹配不確定性和參數(shù)不確定性均具有較強(qiáng)的魯棒性。 Chang等［12］提出了一種基于狀態(tài)觀測器、 自適應(yīng)增量反步控制的制導(dǎo)控制一體化方案， 數(shù)值仿真表明其能夠命中機(jī)動(dòng)

目標(biāo)， 具有較好的彈道性能。

在自適應(yīng)控制的研究方面， 文獻(xiàn)［13］設(shè)計(jì)了一種自適應(yīng)參數(shù)的制導(dǎo)控制一體化方法， 可以保證閉環(huán)系統(tǒng)有限時(shí)間收斂。 文獻(xiàn)［14］通過引入四階勢壘李雅普諾夫函數(shù)， 使得自適應(yīng)制導(dǎo)控制一體化方法可以在隨機(jī)干擾和未知目標(biāo)機(jī)動(dòng)的情況下滿足全狀態(tài)約束條件。 文獻(xiàn)［15］設(shè)計(jì)了一種多約束自適應(yīng)有限時(shí)間的制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)， 數(shù)值仿真驗(yàn)證了其對初始狀態(tài)偏差和氣動(dòng)參數(shù)不確定性的魯棒性。 文獻(xiàn)［16］設(shè)計(jì)了一種基于非線性自適應(yīng)滑?？刂频闹茖?dǎo)控制一體化方法， 一定程度克服了反步設(shè)計(jì)方法的時(shí)滯問題， 提升了一體化程度。

同時(shí)也有學(xué)者研究了常見約束條件下的制導(dǎo)控制一體化方法， Liu等［17］利用勢壘李雅普諾夫函數(shù)構(gòu)建了考慮輸入飽和的制導(dǎo)控制一體化方法， 該方法保證了閉環(huán)系統(tǒng)中信號的一致最終有界。 Fu等［18］設(shè)計(jì)了一種有限時(shí)間收斂的制導(dǎo)控制一體化方案， 能夠滿足攻擊角度約束， 避免舵偏角出現(xiàn)飽和。 Tian等［19］設(shè)計(jì)了一種考慮導(dǎo)引頭視場約束的制導(dǎo)控制一體化方法， 數(shù)值仿真表明其能夠保證導(dǎo)引頭對目標(biāo)的持續(xù)鎖定。 Zhao等［20］利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)觀測器估計(jì)不確定性， 設(shè)計(jì)了一種考慮視場角約束的制導(dǎo)控制一體化方法， 數(shù)值仿真表明其既能保證系統(tǒng)狀態(tài)的有界性又能在視場角約束下命中目標(biāo)。 Bao等［21-22］針對高超聲速變翼展導(dǎo)彈， 利用自適應(yīng)反步控制設(shè)計(jì)了一種滿足攻擊角度的制導(dǎo)控制一體化方法， 利用機(jī)翼的變翼展特性實(shí)現(xiàn)翼展和攻角的協(xié)同變化， 實(shí)現(xiàn)了快速穩(wěn)定控制效果。 Liu等［23］針對執(zhí)行器故障問題提出了一種基于勢壘李雅普諾夫函數(shù)和自適應(yīng)控制的制導(dǎo)控制一體化方法， 可以在執(zhí)行器故障、 建模誤差、 氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)的情況下保證閉環(huán)信號的有界。

在模型建構(gòu)方面， Wang等［24］提出了一種制導(dǎo)控制一體化降階模型， 相比于分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型提升了集成度［25］。 文獻(xiàn)［26］提出了一種全集成的制導(dǎo)控制一體化方法， 該方法利用加速度分量到舵偏角的解析模型進(jìn)一步提升了制導(dǎo)控制一體化的程度， 數(shù)值仿真驗(yàn)證了其有效性和魯棒性。

在方法研究方面， 現(xiàn)有的研究成果多注重于對所提出方法的穩(wěn)定性進(jìn)行證明， 往往缺少對制導(dǎo)控制一體化工作機(jī)理的探究； 在模型建構(gòu)方面， 現(xiàn)有的研究成果多采用單條彈道的數(shù)值仿真與其他方法對比， 缺少從控制信號角度分析一體化的機(jī)理； 且在上述兩個(gè)方面的研究幾乎沒有從大樣本仿真的角度體現(xiàn)制導(dǎo)控制一體化的優(yōu)勢。 為此， 本文以典型高超聲速飛行器的制導(dǎo)控制模型為基礎(chǔ)， 通過對制導(dǎo)控制一體化工作原理的探析及不同約束條件下的大樣本仿真， 分析制導(dǎo)控制一體化控制信號的生成過程且證明制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法在提升高超聲速飛行器可打擊區(qū)域、 放寬約束限制等方面的優(yōu)勢。

1 飛行器制導(dǎo)控制模型

1.1 分離設(shè)計(jì)制導(dǎo)控制模型

以文獻(xiàn)［24］中適用于側(cè)滑轉(zhuǎn)彎（Skid To Turn， STT）模式的高超聲速飛行器分離式設(shè)計(jì)制導(dǎo)控制模型為例， 其具有三層控制環(huán)路的結(jié)構(gòu)如式（1）所示。 彈道傾角和彈道偏角的控制輸入為升力、 側(cè)向力（與攻角、 側(cè)滑角直接相關(guān)的量）； 攻角、 側(cè)滑角、 傾側(cè)角的控制輸入為三通道角速率， 三通道角速率的控制輸入為氣動(dòng)力矩（與舵偏角直接相關(guān)的量）。

θ·

σ·=

－gcosθV－1

0+

m－1V－10

0－m－1V－1secθ

LC

α·β·υ·=

－cosαtanβsinαtanβ1

sinαcosα0

cosαsecβ－sinαsecβ0

ωxωyωz+Tθσ

σ·θ·

ω·xω·y

ω·z=－J－1xx（Jzz－Jyy）ωzωy

－J－1yy（Jxx－Jzz）ωxωz

－J－1zz（Jyy－Jxx）ωyωx+

J－1xx000J－1yy000J－1zz

MxMyMz（1）

式中： θ、 σ分別為彈道傾角、 彈道偏角； g為重力加速度； V為速度大小； m為飛行器質(zhì)量； L、 C分別為氣動(dòng)升力和氣動(dòng)側(cè)向力； α、 β、 υ分別為攻角、 側(cè)滑角、 傾側(cè)角； ωx、 ωy、 ωz分別為三通道角速率在彈體坐標(biāo)系的分量； Jxx、 Jyy、 Jzz分別為飛行器繞慣性主軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量； Mx、 My、 Mz分別為氣動(dòng)力矩在彈體坐標(biāo)系的分量； 矩陣Tθσ的表達(dá)式為

Tθσ=sinυcosθsecβ－cosυsecβ

－cosυcosθ－sinυ

－sinυcosθtanβ－sinθcosυtanβ。

1.2 制導(dǎo)控制一體化模型

制導(dǎo)控制一體化模型采用文獻(xiàn)［25］中的兩層控制環(huán)路， 其結(jié)構(gòu)如式（2）所示， 借助于彈體坐標(biāo)系的加速度信息， 彈道坐標(biāo)系的加速度控制輸入為三通道角速率， 三通道角速率的控制輸入為氣動(dòng)力矩（與舵偏角直接相關(guān)的量）。

TOHaxhayhazh

=B·Cωxωyωz+TOBu·v·w·

ω·xω·yω·z=

－J－1xx（Jzz－Jyy）ωzωy－J－1yy（Jxx－Jzz）ωxωz－J－1zz（Jyy－Jxx）ωyωx+J－1xx000J－1yy000J－1zzMxMyMz（2）

式中： TOH為彈道坐標(biāo)系到地面坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣； axh、 ayh、 azh分別為加速度指令在彈道坐標(biāo)系的分量； TOB為彈體坐標(biāo)系到地面坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣； u、 v、 w分別為速度在彈體坐標(biāo)系的分量； u·、 v·、 w·分別為由傳感器測量的彈體坐標(biāo)系的加速度信息； 矩陣C的表達(dá)式為

C=0sinγcosγ0cosγsec－sinγsec1－cosγtansinγtan，

、 ψ、 γ分別為俯仰角、 偏航角、 滾轉(zhuǎn)角； 矩陣B的表達(dá)式為

B=B11B12B13

B21B22B23

B31B32B33，

B11=－sincosψu(yù)－coscosψcosγv+coscosψsinγw，

B12=－cossinψu(yù)+cosψsinγv－sinsinψ·

sinγw+

sinsinψcosγv+cosψcosγw，

B13=sinψcosγv+sin·

cosψsinγv－sinψsinγw+sincosψcosγw， B21=cosu－

sincosγv+sinsinγw，

B22=0，

B23=－cossinγv－cos·

cosγw，

B31=sinsinψu(yù)+cossinψcosγv－cossinψsinγw，

B32=－coscosψu(yù)－sinψsinγv－sincosψsinγw+

sin·cos

ψcosγv－sinψcosγw，

B33=cosψcosγv－sinsinψsinγv－cosψsinγw－sinsinψcosγw。

1.3 制導(dǎo)與控制方案

采用三維比例導(dǎo)引律為兩種制導(dǎo)控制模型提供制導(dǎo)指令， 對于分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型和制導(dǎo)控制一體化模型， 制導(dǎo)指令的形式分別如下：

θ·=Nε·cos（η－σ）

σ·=Nη·－Nε·tanθsin（η－σ） （3）

axh=－D－gsinθayh=NVε·cos（η－σ）azh=NVcosθη·－NVε·sinθsin（η－σ） （4）

式中： ε、 η分別為視線傾角和視線偏角； D為氣動(dòng)阻力。

采用滑模控制和反步設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)控制環(huán)路， 分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型可參考文獻(xiàn)［24］， 制導(dǎo)控制一體化模型可參考文獻(xiàn)［25］。

2 制導(dǎo)控制一體化模型機(jī)理分析

2.1 模型公式的機(jī)理分析

制導(dǎo)控制一體化模型的關(guān)鍵數(shù)學(xué)描述如下［25］：

ωxcωycωzc=（B·C）－1TOHaxhcayhcazhc－TOBu·v·w·（5）

式中：? ωxc、 ωyc、 ωzc分別為三通道角速率指令； axhc、 ayhc、 azhc分別為加速度指令在彈道坐標(biāo)系的分量。

將B·C的結(jié)果整理后可得

B·C=TOB·0w－v－w0uv－u0（6）

將式（6）代入式（5）并整理可得

TTOB TOH axhc ayhc azhc =u·v·w·+ωxc ωyc ωzc ×uvw（7）

式（7）左邊為加速度指令在彈體坐標(biāo)系的分量， 右邊第一項(xiàng)為彈體坐標(biāo)系速度的相對導(dǎo)數(shù)， 第二項(xiàng)為牽連加速度。 可以看出， 制導(dǎo)控制一體化模型實(shí)際是通過控制彈體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的牽連加速度來跟蹤導(dǎo)引律給出的加速度指令， 由于直接控制三通道角速率而非控制姿態(tài)角， 其制導(dǎo)指令的響應(yīng)過程減少一個(gè)積分環(huán)節(jié)， 使得響應(yīng)速率更快。

2.2 控制指令分配機(jī)理分析

將式（7）進(jìn)一步整理為誤差控制的形式：

ebxebyebz=0w－v－w0uv－u0ωxcωycωzc（8）

式中： ebxebyebz=TBHaxhcayhcazhc－u·v·w·， TBH為彈道坐標(biāo)系到彈體坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣。

由式（8）可知， 三通道角速率指令是通過非滿秩的反對稱矩陣進(jìn)行分配， 矩陣中彈體坐標(biāo)系速度分量u、 v、 w的大小將影響三通道角速率指令。 在攻角、 側(cè)滑角、 傾側(cè)角均較小的情況下存在uw，uv的數(shù)量關(guān)系， 因此由誤差到三通道角速率指令的分配關(guān)系如式（9）所示， 此時(shí)飛行器主要采用STT控制模式。

ωxc≈0ωyc≈－ebz/u

ωzc≈eby/u （9）

在攻角或側(cè)滑角較大的情況下， uw， uv的數(shù)量關(guān)系不再成立， 三通道均產(chǎn)生控制指令， 飛行器采用側(cè)滑轉(zhuǎn)彎和傾斜轉(zhuǎn)彎（Bank To Turn， BTT）混合控制模式。 由于反對稱矩陣具有非滿秩特征， 矩陣中第一行的范數(shù)通常小于其他行， 生成的三通道指令對誤差項(xiàng)ebx的控制能力要遠(yuǎn)弱于對eby、 ebz的控制能力， 因此有關(guān)axhc項(xiàng)的信息可以缺省。

3 彈道特性對比

本節(jié)通過高超聲速飛行器在約束條件下打擊固定目標(biāo)點(diǎn)的數(shù)值仿真， 進(jìn)一步分析并驗(yàn)證制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)的彈道特性。

3.1 仿真參數(shù)設(shè)置

高超聲速飛行器末段俯沖攻擊仿真初值如表1所示。

設(shè)置固定目標(biāo)點(diǎn)坐標(biāo)為（39， 0， 19） km。 仿真截止條件為高超聲速飛行器與目標(biāo)的相對距離小于10 m或速度小于450 m/s。 高超聲速飛行器的舵偏角限幅設(shè)置為±30°。

高超聲速飛行器的約束條件包含氣動(dòng)過載指令約束和攻角指令約束， 分別設(shè)置強(qiáng)、 弱約束條件來對比兩種模型對過載的需求， 分別如下：

4 可打擊區(qū)域的數(shù)值仿真與分析

本節(jié)將通過確定不同約束條件下高超聲速飛行器可打擊區(qū)域的方法， 將制導(dǎo)控制一體化在單次彈道中需用過載的優(yōu)勢體現(xiàn)為可打擊區(qū)域的優(yōu)勢， 并在大樣本彈道層面分析和驗(yàn)證制導(dǎo)控制一體化放寬需用過載的能力。

確定高超聲速飛行器的可打擊區(qū)域的流程如下： 首先設(shè)置供高超聲速飛行器打擊的地面目標(biāo)點(diǎn)矩陣， 其次設(shè)置合適的仿真初值、 控制器參數(shù)、 約束條件， 然后針對目標(biāo)點(diǎn)矩陣中每一個(gè)目標(biāo)進(jìn)行六自由度仿真， 最終通過統(tǒng)計(jì)高超聲速飛行器的終端彈目距離確定高超聲速飛行器的可打擊區(qū)域。

4.1 仿真參數(shù)設(shè)置

地面目標(biāo)點(diǎn)矩陣是由若干等距的目標(biāo)點(diǎn)構(gòu)成的矩形， 在地面坐標(biāo)系下表述矩形大小參數(shù)為： 縱程范圍， 橫程范圍， 目標(biāo)點(diǎn)間距離。 由于事先不知道實(shí)際的可打擊區(qū)域范圍， 地面目標(biāo)點(diǎn)矩陣的縱程、 橫程范圍是在實(shí)際的大樣本仿真中確定的， 取相鄰目標(biāo)點(diǎn)間的橫縱距離均為1 km。 地面目標(biāo)點(diǎn)矩陣的參數(shù)如表2所示

選取縱程跨度Δx、 橫程跨度Δz和可打擊區(qū)域面積Sxz為評價(jià)指標(biāo)以比較可打擊區(qū)域， 其定義：

Δx=xmax－xmin

Δz=zmax－zmin

Sxz=dxdz （14）

式中： xmax、 xmin分別為目標(biāo)橫坐標(biāo)為0時(shí)， 可打擊區(qū)域的最大、 最小縱程； zmax、 zmin分別為最大、 最小橫程。 高超聲速飛行器的初值、 約束條件、 截止條件均與上節(jié)相同。 分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型和制導(dǎo)控制一體化的控制器參數(shù)選擇如下：

S1=［α－αc，β－βc，υ－υc］T

S·1c=－5S1－0.01|S1|0.6sat（S1）

S2=［ωx－ωxc， ωy－ωyc， ωz－ωzc］T

S·2c=－5S2－0.01|S2|0.6satS2） ;

S3=［ωx－ωxc， ωy－ωyc， ωz－ωzc］T

S·3c=－5S3－0.01|S3|0.6sat（S3）。

4.2 強(qiáng)約束下的可打擊區(qū)域?qū)Ρ?/p>

強(qiáng)約束條件下分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型和制導(dǎo)控制一體化模型的可打擊區(qū)域如圖9～11所示。

如圖11所示， 在強(qiáng)約束條件下制導(dǎo)控制一體化模型的可打擊區(qū)域面積和縱程跨度均優(yōu)于分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型， 但在最大打擊橫程方面與分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型近似。 縱程跨度、 橫程跨度和可打擊區(qū)域面積的指標(biāo)數(shù)值如表3所示。

在強(qiáng)約束條件下， 相比于分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型， 制導(dǎo)控制一體化模型的縱程跨度提高了15.8%， 橫程跨度持平， 可打擊區(qū)域面積提高了4.4%， 在強(qiáng)約束下制導(dǎo)控制一體化模型可以提供更大的縱程跨度和可打擊區(qū)域面積。

4.3 弱約束下的可打擊區(qū)域?qū)Ρ?/p>

弱約束條件下分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型和制導(dǎo)控制一體化模型的可打擊區(qū)域如圖12～14所示。

如圖14所示， 在弱約束條件下兩種模型的優(yōu)劣勢與在強(qiáng)約束條件下相似。 縱程跨度、 橫程跨度和可打擊區(qū)域面積的指標(biāo)數(shù)值如表4所示。

在弱約束條件下， 相比于分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型， 制導(dǎo)控制一體化模型的縱程跨度提高了17.4%， 橫程跨度持平， 可打擊區(qū)域面積提高了7.7%， 在弱約束條件下制導(dǎo)控制一體化模型的縱程和可打擊區(qū)域面積均同樣具有優(yōu)勢。

4.4 約束收縮下的可打擊區(qū)域擴(kuò)展

如圖15所示， 在制導(dǎo)控制控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)當(dāng)中， 若約束條件從弱約束收縮至強(qiáng)約束， 采用分離設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制模型的可打擊面積將減小， 此時(shí)換用制導(dǎo)控制一體化模型可以擴(kuò)展已損失面積。 結(jié)合表3～4可知， 換用制導(dǎo)控制一體化模型可以擴(kuò)展已損失面積的13.5%。

5 結(jié)? 論

本文通過對制導(dǎo)控制一體化數(shù)學(xué)模型公式的分析， 揭示了其通過控制彈體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的牽連加速度來跟蹤制導(dǎo)指令的工作機(jī)理。 基于此機(jī)理解釋了制導(dǎo)控制一體化采用STT/BTT混合控制模式的原因。 基于大樣本數(shù)值仿真確定飛行器可打擊區(qū)域的方式， 將制導(dǎo)控制一體化降低需用過載的優(yōu)勢體現(xiàn)為提升可打擊區(qū)域的能力， 為制導(dǎo)控制一體化的研究提供了一種新思路。

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Research on Integrated Guidance and Control Method for

Hypersonic Vehicles for Striking Area

Zhao Liangyu1*， Shi Haoming1， Wang Jianhua2， Cui Lei3

（1. School of Aerospace Engineering， Beijing Institute of Technology， Beijing 100081， China；

2. Department of Aerospace Science and Technology， Space Engineering University， Beijing 101416， China；

3. School of Electrical and Information Engineering， Tianjin University， Tianjin 300072， China）

Abstract： Aiming at the shortcomings of the separation design of guidance and control systems， a method of improving the striking area through integrated design of guidance and control is proposed. Firstly， based on the establishment of an integrated guidance and control model for hypersonic vehicle， the working principle which tracks acceleration commands by controlling the implicated acceleration between the body coordinate system and the ground coordinate system is revealed. Secondly， through numerical simulation of typical trajectories， the ability of integrated guidance and control design to reduce required overload compared to separate design is compared and analyzed. Finally， by determining the separation and integration design of guidance and control in the striking area of hypersonic vehicle， the advantages of integrated guidance and control are reflected from the perspective of large-scale simulation. The results indicate that the integrated guidance and control can relax the demand for available overload and improve the striking area of hypersonic vehicle.

Key words：? integrated guidance and control； large-scale simulations； striking area； hypersonic vehicles； overload constraint