适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法技术

本发明专利技术公开了一种适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，包括以下步骤：发射平台规划出末速最优的中制导弹道轨迹；发射平台从中制导弹道轨迹中提取航迹点，传递至飞行器；飞行器根据接收到的航迹点生成中制导指令；根据中制导指令控制飞行器的飞行过程。本发明专利技术提供的适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，能够同时满足时间、角度等末端约束，且保证了中制导段动能损失最小，增强了飞行器的最大滑翔距离。增强了飞行器的最大滑翔距离。增强了飞行器的最大滑翔距离。

【技术实现步骤摘要】
适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法


[0001]本专利技术涉及一种适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，属于制导控制领域。

技术介绍

[0002]远程飞行器在中制阶段需要实现飞行器在要求时间内到达指定空域并满足一定角度约束，为末制导提供有利的初始条件，并且，还期望飞行器在中制导段动能损失最小，以增强飞行器的最大滑翔距离。
[0003]然而，传统的中制导阶段采用的解析制导方法，一般很难同时满足时间角度等末端约束、且动能损失较大，致使飞行器末导段初始条件不利、过载能力不足，直接降低了飞行器的最大滑翔距离。
[0004]现有技术中还具有采用数值优化法实现中制导的方法，例如伪谱法等，这些方法虽然可以规划出最优轨迹，但所需运算量庞大，不适用于机载计算机在线运算。
[0005]因此，有必要研究一种能够解决上述问题的中制导方法。

技术实现思路

[0006]为了克服上述问题，本专利技术人进行了深入研究，提供了一种适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，包括以下步骤：
[0007]S1、发射平台规划出末速最优的中制导弹道轨迹；
[0008]S2、发射平台从中制导弹道轨迹中提取航迹点，传递至飞行器；
[0009]S3、飞行器根据接收到的航迹点生成中制导指令；
[0010]S4、根据中制导指令控制飞行器的飞行过程。
[0011]在一个优选的实施方式中，在S1中，所述弹道轨迹通过建立轨迹模型，对轨迹模型进行多约束数值优化获得。/>[0012]在一个优选的实施方式中，所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：
[0013][0014][0015][0016][0017][0018][0019][0020][0021][0022][0023][0024]r(t
f
)＝0，t
f
≤t
max
，|α|≤α
max
，|β|≤β
max
[0025]γ
M
(t
f
)＝γ
d
，ψ
M
(t
f
)＝ψ
d
，σ(t
f
)＝σ
d
，
[0026]其中，V
M
表示飞行器的速度，t
f
表示预测的拦截时刻，P表示发动机推力，α表示平衡攻角，β表示平衡侧滑角，m表示飞行器质量，D表示气动阻力，g表示重力加速度，γ
M
表示航迹倾角，L表示升力，Z表示侧向力，ψ
M
表示航迹偏角，m
c
表示质量秒流量，V
T
表示目标点速度，a
Tx
表示目标切向加速度，a
Ty
表示目标铅锤面内法向加速度，a
Tz
表示目标水平面内法向加速度，γ
T
表示目标航迹倾角，ψ
T
表示目标航迹偏角，r表示飞行器与目标距离，η
T
表示目标速度与视线方向夹角的铅锤分量，ξ
T
表示目标速度与视线方向夹角的水平分量，η
M
表示飞行器速度与视线方向夹角的铅锤分量，ξ
M
表示飞行器速度与视线方向夹角的水平分量，σ表示飞行器的视线倾角，表示飞行器的视线偏角，x
M
表示飞行器在发射坐标系x轴的坐标，y
M
表示飞行器在发射坐标系y轴的坐标，z
M
表示飞行器在发射坐标系z轴的坐标，t
max
表示飞行器最大飞行时间，α
max
表示飞行器最大攻角，β
max
表示飞行器最大侧滑角，γ
d
表示末端期望速度倾角，ψ
d
表示末端期望速度偏角，σ
d
表示末端期望视线倾角，表示末端期望视线偏角。
[0027]在一个优选的实施方式中，S3中，将航迹点作为约束条件生成最优控制问题，通过求解最优控制问题生成制导率。
[0028]在一个优选的实施方式中，S3中，所述最优控制问题可以表示为：
[0029][0030][0031][0032][0033][0034][0035][0036]x
M
(t
i
)＝x
i
，y
M
(t
i
)＝y
i
，z
M
(t
i
)＝z
i
[0037]γ
M
(t
f
)＝γ
d
，ψ
M
(t
f
)＝ψ
d
[0038]其中，t
i
(i＝0，2，...，N+1)表示导弹依次到达第i个航迹点的时间，J表示制导过程中消耗的能量，τ表示被积变量，表示飞行器切向加速度，表示飞行器法向加速度在铅锤面内分量，表示飞行器法向加速度在水平面内分量，x
M
表示飞行器在发射坐标系x轴的坐标，y
M
表示飞行器在发射坐标系y轴的坐标，z
M
表示飞行器在发射坐标系z轴的坐标，x
i
表示第i个航迹点在发射系下的x轴坐标，y
i
表示第i个航迹点在发射系下的y轴坐标，z
i
表示第i个航迹点在发射系下的z轴坐标。
[0039]在一个优选的实施方式中，S3中，所述约束条件还包括最小化法向加速度。
[0040]在一个优选的实施方式中，所述最优控制问题可以表示为：
[0041][0042][0043][0044]z
i
(t
i
)＝0
[0045]其中，z
i
表示飞行器在第i个航迹点时的零控脱靶量，a表示飞行器的法向加速度，t表示当前时刻，t
f
表示期望到达时刻，v
i
表示飞行器相对第i个航迹点的速度，t
go，i
表示在飞行器到达第i个航迹点的剩余飞行时间。
[0046]在一个优选的实施方式中，
[0047]其中，V表示飞行器当前速度。
[0048]在一个优选的实施方式中，生成的制导指令a(t)表示为：
[0049]a(t)＝(K
‑1Z)
T
T
go
[0050]其中
[0051][0052]T
go
＝[t
go，k
，t
go，k+1
，...，g
o，n+1
]T
，Z＝[z
k
，z
k+1
，...，z
n+1
]T
[0053]其中，n表示飞行器需跟踪的下一个航迹点的编号，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、发射平台规划出末速最优的中制导弹道轨迹；S2、发射平台从中制导弹道轨迹中提取航迹点，传递至飞行器；S3、飞行器根据接收到的航迹点生成中制导指令；S4、根据中制导指令控制飞行器的飞行过程。2.根据权利要求1所述的适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，其特征在于，在S1中，所述弹道轨迹通过建立轨迹模型，对轨迹模型进行多约束数值优化获得。3.根据权利要求1所述的适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，其特征在于，所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：所述对轨迹模型进行多约束可以表示为：r(t
f
)＝0，t
f
≤t
max
，|α|≤α
max
，|β|≤β
max
γ
M
(t
f
)＝γ
d
，ψ
M
(t
f
)＝ψ
d
，σ(t
f
)＝σ
d
，其中，V
M
表示飞行器的速度，t
f
表示预测的拦截时刻，P表示发动机推力，α表示平衡攻角，β表示平衡侧滑角，m表示飞行器质量，D表示气动阻力，g表示重力加速度，γ
M
表示航迹倾角，L表示升力，Z表示侧向力，ψ
M
表示航迹偏角，m
c
表示质量秒流量，V
T
表示目标点速度，a
Tx
表示目标切向加速度，a
Ty
表示目标铅锤面内法向加速度，a
Tz
表示目标水平面内法向加速度，γ
T
表示目标航迹倾角，ψ
T
表示目标航迹偏角，r表示飞行器与目标距离，η
T
表示目标速度与视线方向夹角的铅锤分量，ξ
T
表示目标速度与视线方向夹角的水平分量，η
M
表示飞行器速度与视线方向夹角的铅锤分量，ξ
M
表示飞行器速度与视线方向夹角的水平分量，σ表示飞行器的视线倾角，表示飞行器的视线偏角，x
M
表示飞行器在发射坐标系x轴的坐标，y
M
表示飞行器在发射坐标系y轴的坐标，z
M
表示飞行器在发射坐标系z轴的坐标，t
max
表示飞行器最大飞行时间，α
max
表示飞行器最大攻角，β
max
表示飞行器最大侧滑角，γ
d
表示末端期望速度倾角，ψ
d
表示末端期望速度偏角，σ
d
表示末端期望视线倾角，表示末端期望视线偏角。4.根据权利要求1所述的适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，其特征在于，S3中，将航迹点作为约束条件生成最优控制问题，通过求解最优控制问题生成制导率。5.根据权利要求4所述的适用于远程滑翔飞行器的多约束末速最优中制导方法，其特征在于，S3中，所述最优控制问题可以表示为：S3中，所述最优控制问题可以表示为：S3中，所述最优控制问题可以表示为：S3中，所述最优控制问题可以表示为：S3中，所述最优控制问题可以表示为：S3中，所述最优控制问题可以表示为：S3中，所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：李虹言，王江，曹先彬，陶宏，何绍溟，林德福，王伟，王辉，宋韬，范世鹏，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：