一种飞行器航路参考点自适应选择方法技术

本发明专利技术涉及一种飞行器航路参考点自适应选择方法，属于飞行器技术领域，通过一种航路参考点自适应选择机制，根据飞行器速度和航迹跟踪误差自适应调整航路参考点距离，使得导航控制系统在大的飞行速度和航迹跟踪误差范围内具有较好的航路跟踪效果。本发明专利技术在飞行器非线性导航控制律中引入航路参考点自适应选择机制，避免了飞行器速度变化可能造成导航指令过大或者过小的问题，可确保飞行器在大的飞行速度范围内实现对参考航路的精确跟踪。速度范围内实现对参考航路的精确跟踪。速度范围内实现对参考航路的精确跟踪。

An adaptive selection method of aircraft route reference point

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器航路参考点自适应选择方法


[0001]本专利技术属于飞行器航路跟踪控制
，具体涉及一种飞行器航路参考点自适应选择方法。

技术介绍

[0002]横侧向导航系统一般根据飞行器的位置和期望航路计算得到滚转角指令信号，通过协调转弯实现航路跟踪。在现有非线性导航控制律中，航路参考点的选择直接影响航路跟踪效果的好坏，若航路参考点的选择误差偏大时，无法确保飞行器在大的飞行速度范围内实现对参考航路的精确跟踪。
[0003]因此，现阶段需设计一种飞行器航路参考点自适应选择方法，来解决以上问题。

技术实现思路

[0004]本专利技术目的在于提供一种飞行器航路参考点自适应选择方法，用于解决上述现有技术中存在的技术问题，横侧向导航系统一般根据飞行器的位置和期望航路计算得到滚转角指令信号，通过协调转弯实现航路跟踪。在现有非线性导航控制律中，航路参考点的选择直接影响航路跟踪效果的好坏，若航路参考点的选择误差偏大时，无法确保飞行器在大的飞行速度范围内实现对参考航路的精确跟踪。
[0005]为实现上述目的，本专利技术的技术方案是：
[0006]一种飞行器航路参考点自适应选择方法，包括以下步骤：
[0007]S1：在飞行器非线性导航控制律中引入航路参考点自适应选择机制；
[0008]S2：在步骤S1的基础上，根据飞行器速度和航迹跟踪误差自适应调整航路参考点距离；
[0009]S3：在步骤S2的基础上，导航控制系统根据自适应调整后的航路参考点距离进行航迹跟踪误差范围内的航路跟踪。
[0010]进一步的，步骤S1中，飞行器非线性导航控制律推导如下：
[0011][0012]其中，a
y
为飞行器侧向加速度；V为飞行器速度；L为飞行器升力；m为飞行器质量；φ
d
为滚转角指令信号；g为重力加速度；D1为航路参考点距离；η
P
为航迹参考角；R为飞行器当前时刻的转弯半径。
[0013]进一步的，步骤S1中，航路参考点自适应选择机制如下：
[0014]当飞行器速度V和航路参考点距离D1一定时，式(1)中滚转角指令信号φ
d
只与航迹参考角η
p
的大小有关，使用航迹跟踪误差d近似计算sinη
p
可得：
[0015][0016]式(2)中，当飞行器速度V一定时，航路参考点距离D1可根据飞行器速度V和航迹跟踪误差d自适应调整，计算公式为：
[0017][0018]其中，k
D1
＞0、k
D2
＞0和k
D3
＞0为设计参数；D0＞0为根据飞行器参数预先设定的一个长度值；当航迹跟踪误差d的绝对值越大，即飞行器距离期望航路越远时，计算得到的D1越小，控制器产生更大的滚转角指令信号，飞行器以更大的偏航角速度向航路靠近；当航迹跟踪误差d的绝对值越小时，D1相应越大，控制器产生更小的滚转角指令信号，使得飞行器平稳地跟踪上航路；式(3)中考虑飞行速度V的影响，当飞行速度变大时，D1随之变大；当飞行速度变小时，D1随之变小。
[0019]进一步的，当飞行器跟踪直线航路时；
[0020]O
g
x
g
y
g
为地面坐标轴系，x
g
轴指向正北，y
g
轴指向正东；点P1和点P2分别为直线航路的起点和终点；d1为飞行器中心点O到点P1的距离；d
C
为参考点P到点P1的距离；χ
P
为与地面坐标轴系x
g
轴之间的夹角；ψ
P
为与地面坐标轴系x
g
轴之间的夹角；λ
P
为与之间的夹角；设飞行器在地面坐标轴系中的坐标为(y
gu
,x
gu
)，点P1和点P2在地面坐标轴系中的坐标分别为(y
g1
,x
g1
)和(y
g2
,x
g2
)；
[0021]横侧向非线性导航控制律为：
[0022][0023]使用航迹跟踪误差d近似计算sinη
p
可得：
[0024][0025]式(12)中，航路参考点距离D1可根据飞行速度V和航迹跟踪误差d自适应调整，计算公式为：
[0026][0027]式(13)中d、的计算过程如下：
[0028][0029]其中，d(k)为d当前拍的值；d(k
‑
1)为d上一拍的值；Δt为计算周期；
[0030]λ
P
、d1的计算公式为：
[0031][0032]χ
P
的计算公式为：
[0033][0034]其中，Δ
χ
为角度补偿量，表达式为：
[0035][0036][0037]其中，Δ
ψ
为角度补偿量，表达式为：
[0038][0039]一种飞行器航路参考点自适应选择装置，采用如上述的一种飞行器航路参考点自适应选择方法进行飞行器航路参考点自适应选择。
[0040]一种飞行器航路参考点自适应选择系统，采用如上述的一种飞行器航路参考点自适应选择方法进行飞行器航路参考点自适应选择。
[0041]一种电子设备，包括：
[0042]处理器；
[0043]用于存储处理器可执行指令的存储器；
[0044]其中，所述处理器通过运行所述可执行指令以实现如上述的一种飞行器航路参考点自适应选择方法。
[0045]一种计算机存储介质，所述存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被运行时执行如上述的一种飞行器航路参考点自适应选择方法。
[0046]与现有技术相比，本专利技术所具有的有益效果为：
[0047]本方案其中一个有益效果在于，提供一种飞行器航路参考点自适应选择方法，在横侧向非线性导航控制律中，设计航路参考点距离随着飞行速度自适应调整，使得导航控制系统在大的飞行速度和航迹跟踪误差范围内都具有较好的航路跟踪效果。
附图说明
[0048]图1为本申请实施例的方法步骤流程示意图。
[0049]图2为本申请实施例的横侧向导航示意图。
[0050]图3为本申请实施例的飞行器直线航路跟踪示意图。
具体实施方式
[0051]下面结合本专利技术的附图1
‑
附图3，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0052]横侧向导航系统一般根据飞行器的位置和期望航路计算得到滚转角指令信号，通过协调转弯实现航路跟踪。在现有非线性导航控制律中，航路参考点的选择直接影响航路跟踪效果的好坏，若航本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器航路参考点自适应选择方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：在飞行器非线性导航控制律中引入航路参考点自适应选择机制；S2：在步骤S1的基础上，根据飞行器速度和航迹跟踪误差自适应调整航路参考点距离；S3：在步骤S2的基础上，导航控制系统根据自适应调整后的航路参考点距离进行航迹跟踪误差范围内的航路跟踪。2.如权利要求1所述的一种飞行器航路参考点自适应选择方法，其特征在于，步骤S1中，飞行器非线性导航控制律推导如下：其中，a
y
为飞行器侧向加速度；V为飞行器速度；L为飞行器升力；m为飞行器质量；φ
d
为滚转角指令信号；g为重力加速度；D1为航路参考点距离；η
P
为航迹参考角；R为飞行器当前时刻的转弯半径。3.如权利要求2所述的一种飞行器航路参考点自适应选择方法，其特征在于，步骤S1中，航路参考点自适应选择机制如下：当飞行器速度V和航路参考点距离D1一定时，式(1)中滚转角指令信号φ
d
只与航迹参考角η
p
的大小有关，使用航迹跟踪误差d近似计算sinη
p
可得：式(2)中，当飞行器速度V一定时，航路参考点距离D1可根据飞行器速度V和航迹跟踪误差d自适应调整，计算公式为：其中，k
D1
＞0、k
D2
＞0和k
D3
＞0为设计参数；D0＞0为根据飞行器参数预先设定的一个长度值；当航迹跟踪误差d的绝对值越大，即飞行器距离期望航路越远时，计算得到的D1越小，控制器产生更大的滚转角指令信号，飞行器以更大的偏航角速度向航路靠近；当航迹跟踪误差d的绝对值越小时，D1相应越大，控制器产生更小的滚转角指令信号，使得飞行器平稳地跟踪上航路；式(3)中考虑飞行速度V的影响，当飞行速度变大时，D1随之变大；当飞行速度变小时，D1随之变小。4.如权利要求3所述的一种飞行器航路参考点自适应选择方法，其特征在于，当飞行器跟踪直线航路时；O
g
x
g
y
g
为地面坐标轴系，x
g
轴指向正北，y
g
轴指向正东；点P1和点P2分别为直线航路的起<...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈伟，谭晓军，孙传杰，冯高鹏，卢永刚，李锋，
申请(专利权)人：中国工程物理研究院总体工程研究所，
类型：发明
国别省市：