一种升力式飞行器多模式解析制导方法技术

本发明专利技术提出了一种升力式飞行器多模式解析制导方法，对关注终端高度和速度的控制精度、不关注中间过程约束的飞行任务，运用速度

【技术实现步骤摘要】
一种升力式飞行器多模式解析制导方法


[0001]本专利技术属于控制
，涉及一种升力式飞行器多模式解析制导方法，用于解决升力式飞行器滑翔段制导问题。

技术介绍

[0002]升力式飞行器在大气层内的滑翔飞行段一般有初始能量过剩、准平衡滑翔、倾侧转弯和无动力等特点。其制导任务通常是使飞行器在到达给定的待飞纵程时将其高度、速度、航迹方向角、弹道倾角等多个参数控制到期望的值。当前常见的轨迹跟踪制导和预测校正制导都未能圆满解决再入制导问题，各制导方法的主要优点和不足见下表。
[0003]再入制导方法综合评价
[0004][0005]
技术实现思路

[0006]本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种升力式飞行器多模式解析制导方法。
[0007]本专利技术的技术解决方案是：
[0008]一种升力式飞行器多模式解析制导方法，对关注终端高度和速度的控制精度、不关注中间过程约束的飞行任务，运用速度
‑
高度控制模式进行解析制导；对既关注终端高度和速度的控制精度、又关注中间过程约束的飞行任务，运用阶梯高度控制模式进行解析制导；对关注终端高度和侧向控制的控制精度、不关注速度控制的飞行任务，运用高度
‑
侧向控制进行解析制导。
[0009]速度
‑
高度控制模式时解析制导包括如下步骤：
[0010]在每个制导周期实时设计出满足终端速度约束的阻力加速度指令，靠改变攻角进行跟踪；将比例导引应用于滑翔段，通过纵向比例导引生成航迹坐标系的纵向升力加速度指令，靠改变倾侧角进行跟踪；
[0011]侧向采用基于偏差走廊的bang
‑
bang控制；根据攻角对轴向过载的导数确定增量形式的攻角指令的增益系数；
[0012]具体步骤如下：
[0013]1.1)在每个制导周期实时计算阻力加速度指令；
[0014]1.2)根据阻力加速度指令在每个制导周期实时计算攻角指令；
[0015]1.3)通过纵向比例导引在每个制导周期实时计算航迹坐标系下的纵向升力加速度指令；
[0016]1.4)根据纵向升力加速度指令在每个制导周期实时计算倾侧角指令；
[0017]1.5)确定倾侧角的正负号。
[0018]所述步骤1.2)中，攻角指令α
*
以增量形式按下式计算：
[0019][0020]式中f
x
、f
y
为飞行器本体系x轴和y轴的视加速度，α
gx
为当前攻角，由于攻角真实值难以精确测量，所以使用惯性值代替，惯性值是在忽略风速的情况下由飞行器的地速和姿态角的导航值计算出的攻角估计值，k
α
为增益系数，为1.1)计算得到的阻力加速度指令。
[0021]k
α
按如下方法确定：
[0022]根据飞行器的气动数据库，通过差分计算得到阻力系数对攻角的导数随当前马赫数M
a
和当前攻角α
gx
变化的二维插值表；a
x
为当前阻力系数；
[0023]在每个制导周期，由当前攻角α
gx
和当前马赫数M
a
通过二维插值计算得到当前阻力系数对攻角的导数
[0024]按如下公式计算k
α
：
[0025][0026]式中，q为当前动压，S为飞行器参考面积，S为飞行器参考面积，为攻角变化律，T为制导周期，m为飞行器质量。
[0027]阶梯高度控制模式时解析制导包括如下步骤：
[0028]2.1)在每个制导周期实时确定攻角指令；
[0029]2.2)在每个制导周期实时计算倾侧角指令。
[0030]所述步骤2.2)的实现方式如下：
[0031]采用固定攻角剖面，设置多个虚拟目标点，每个虚拟目标点包括待飞纵程、期望高度两个参数；
[0032]在每个制导周期，计算飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i与飞行器的相对位置和相对速度，其中ΔX
i
为x方向的相对位置、ΔY
i
为y方向的相对位置、ΔV
iX
为x方向的相对速度、ΔV
iY
为y方向的相对速度，按下式计算：
[0033][0034][0035]其中，L
f,i
为飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i的制导终端纵程，L0为当前待飞纵程，h
f,i
为飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i的终端高度，h0为当前高度；v0为飞行器当前对地速度，θ为飞行器当前在当地的弹道倾角。
[0036]高度
‑
侧向控制模式时解析制导包括如下步骤：
[0037]3.1)在每个制导周期实时计算航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令；
[0038]3.2)在每个制导周期实时计算航迹坐标系所需的侧向升力加速度指令；
[0039]3.3)在每个制导周期实时计算总升力加速度指令；
[0040]3.4)在每个制导周期实时计算增量形式攻角指令；
[0041]3.5)在每个制导周期实时计算倾侧角指令。
[0042]所述步骤3.2)中，航迹坐标系所需的侧向升力加速度指令按下式计算
[0043][0044]其中χ
t
为飞行器当前的航迹方向角，A
t
为从当前飞行器到目标的大地方位角，χ
t
和A
t
都以指向当地正北为零，以自北向东方向偏转为正；v0为飞行器当前对地速度，t
left
为估计的剩余飞行时间。
[0045]若t
left
<0.3，则取t
left
＝0.3，v
f
为期望终端速度。
[0046]总升力加速度指令a
*
按下式计算
[0047][0048]为航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令。
[0049]本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：
[0050]本专利技术可摆脱对参考轨迹和攻角剖面的依赖，计算量很小，降低对器上计算机的要求，可快速生成制导指令，实现兼顾终端高度和终端速度，对终端高度和终端速度等参数实现高精度控制。
[0051]三种控制模式分别用于不同飞行任务，具体如下：
[0052]速度
‑
高度控制模式：终端速度和高度的控制精度高，有利于与下一飞行段良好的衔接；
[0053]阶梯高度控制模式:用于减小热流、动压；
[0054]高度
‑
侧向控制模式：用于区域规避或经过中途点。
[0055]本专利技术公开了增益系数k
α
的具体计算方法，相对于以往均采取固定值作为增益系数的方法，科学地考虑了阻力加速度随马赫数本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：对关注终端高度和速度的控制精度、不关注中间过程约束的飞行任务，运用速度
‑
高度控制模式进行解析制导；对既关注终端高度和速度的控制精度、又关注中间过程约束的飞行任务，运用阶梯高度控制模式进行解析制导；对关注终端高度和侧向控制的控制精度、不关注速度控制的飞行任务，运用高度
‑
侧向控制进行解析制导。2.根据权利要求1所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：速度
‑
高度控制模式时解析制导包括如下步骤：在每个制导周期实时设计出满足终端速度约束的阻力加速度指令，靠改变攻角进行跟踪；将比例导引应用于滑翔段，通过纵向比例导引生成航迹坐标系的纵向升力加速度指令，靠改变倾侧角进行跟踪；侧向采用基于偏差走廊的bang
‑
bang控制；根据攻角对轴向过载的导数确定增量形式的攻角指令的增益系数；具体步骤如下：1.1)在每个制导周期实时计算阻力加速度指令；1.2)根据阻力加速度指令在每个制导周期实时计算攻角指令；1.3)通过纵向比例导引在每个制导周期实时计算航迹坐标系下的纵向升力加速度指令；1.4)根据纵向升力加速度指令在每个制导周期实时计算倾侧角指令；1.5)确定倾侧角的正负号。3.根据权利要求2所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：所述步骤1.2)中，攻角指令α
*
以增量形式按下式计算：式中f
x
、f
y
为飞行器本体系x轴和y轴的视加速度，α
gx
为当前攻角，由于攻角真实值难以精确测量，所以使用惯性值代替，惯性值是在忽略风速的情况下由飞行器的地速和姿态角的导航值计算出的攻角估计值，k
α
为增益系数，为1.1)计算得到的阻力加速度指令。4.根据权利要求3所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：k
α
按如下方法确定：根据飞行器的气动数据库，通过差分计算得到阻力系数对攻角的导数随当前马赫数M
a
和当前攻角α
gx
变化的二维插值表；a
x
为当前阻力系数；在每个制导周期，由当前攻角α
gx
和当前马赫数M
a
通过二维插值计算得到当前阻力系数对攻角的导数按如下公式计算k
α
：
式中，q为当前动压，S为飞行器参考面积，S为飞行器参考面积，为攻角变化律，T为制导周期，m为飞行器质量。5.根据权利要求1所述的一种升力式飞行器多模...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘刚，王征，尤志鹏，朱如意，邵干，张建英，张春阳，张月玲，解静，黄世勇，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：