CN104731104B - 一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法。该方法包括：在滑翔段飞行过程中，制导系统根据导航参数实时生成标准飞行轨迹指令；制导系统根据标准飞行轨迹指令中的飞行速度或马赫给出预置的攻角a_cx0；根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令Da_cx；根据预置的攻角a_cx0和附加攻角指令Da_cx，计算得到当前的实际攻角a_cx。通过使用本发明所提供的高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，可以效地改善阻力加速度跟踪控制的动态特性，提高动态条件下阻力加速度的跟踪控制精度，抑制飞行轨迹的波动，增强制导系统对各种偏差、不确定干扰和不确定条件的适应能力。

Description

一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器导航、制导与控制技术，特别涉及一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法。

背景技术

在现有技术中，对于具有高升阻比特性的滑翔飞行器，在其高超声速飞行段大多采用预置攻角飞行，对其飞行攻角不作任何调整。当飞行器进行倾侧角翻转时，由于滚动角速率的限制，角速率一般小于20°/秒，因此，如果进行从负60度倾侧角到正60度倾侧角的翻转操作，一般至少需要6秒钟的时间，在偏差条件下甚至将超过10秒，因此将对阻力加速度跟踪制导产生不利的影响，导致动态条件下的阻力加速度跟踪的误差较大。此外，由于飞行器的攻角不作任何调整，因此当飞行器进行倾侧角翻转时，还会导致滑翔飞行器的飞行高度和弹道倾角发生波动，从而对制导产生不利的影响。再次，当飞行过程中存在各种干扰和不确定条件时，飞行器将面临着需用速度过剩或不足的情况，而如果能适当调整攻角则可补偿飞行器的能力不足或增强减速控制效果。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，从而可以有效地改善阻力加速度跟踪控制的动态特性，提高动态条件下阻力加速度的跟踪控制精度，抑制飞行轨迹的波动，增强制导系统对各种偏差、不确定干扰和不确定条件的适应能力。

本发明的技术方案具体是这样实现的：

一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，该方法包括：

在滑翔段飞行过程中，制导系统根据导航参数实时生成标准飞行轨迹指令；

制导系统根据标准飞行轨迹指令中的飞行速度或马赫给出预置的攻角α_cx0；

根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令Dα_cx；

根据预置的攻角α_cx0和附加攻角指令Dα_cx，计算得到当前的实际攻角α_cx。

较佳的，所述标准飞行轨迹指令包括：阻力加速度指令D_cx、阻力加速度导数指令标称速度指令V_cx和当地弹道倾角指令Θ_cx；

所述导航系统提供的测量值包括：D_sb、V_d和Θ。

较佳的，所述根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令Δα_cx包括：

根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第一附加攻角指令分量α_D；

根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第二附加攻角指令分量α_Θ；

根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第三附加攻角指令分量α_V；

根据α_D、α_Θ和α_V，计算得到附加攻角指令Δα_cx。

较佳的，通过如下的公式计算得到α_D：

${\mathrm{\α}}_D=f_{d1}\×(D_{\mathrm{cx}}-D_{\mathrm{sb}})+f_{d2}\×({\stackrel{\·}{D}}_{\mathrm{cx}}-{\stackrel{\·}{D}}_{\mathrm{sb}});$

并根据预先设置的第一最小值和第一最大值对计算得到的α_D进行限幅，使得所述α_D满足条件：

其中，所述f_d1和f_d2分别为第一控制参数和第二控制参数。

较佳的，通过如下的公式计算得到第二附加攻角指令分量α_Θ：

α_Θ＝-(Θ-Θ_cx)×f_Θ；

并根据预先设置的第二最小值和第二最大值对计算得到的α_Θ进行限幅，使得所述α_Θ满足条件：其中，所述f_Θ为第三控制参数。

较佳的，通过如下的公式计算得到第三附加攻角指令分量α_V：

α_V＝-(V_cx-V_d)×f_V；

并根据预先设置的第三最小值和第三最大值对计算得到的α_V进行限幅，使得所述α_V满足条件：其中，所述f_V分别为第四控制参数。

较佳的，通过如下的公式计算得到附加攻角指令Δα_cx：

Δα_cx＝α_V+α_D+α_Θ。

较佳的，通过如下的公式计算得到α_cx：

α_cx＝α_cx0+Δα_cx。

如上可见，在本发明中的高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法中，由于在制导回路中闭环阻力加速度及其导数、速度和当地弹道倾角信息，对预置的标准攻角剖面进行调整，从而可以有效地改善阻力加速度跟踪控制的动态特性，提高动态条件下阻力加速度的跟踪控制精度，抑制飞行轨迹的波动，增强制导系统对各种偏差、不确定干扰和不确定条件的适应能力，可以应用于高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向通道的制导。

附图说明

图1为本发明实施例中的高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

本实施例提供了一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法。

图1为本发明实施例中的高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法的流程示意图。如图1所示，本发明实施例中的高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法主要包括如下所述的步骤：

步骤101，在滑翔段飞行过程中，制导系统根据导航参数实时生成标准飞行轨迹指令。

较佳的，在本发明的具体实施例中，所述导航参数可以由导航系统提供。所述导航参数可以包括：待飞航程和速度信息。

较佳的，在本发明的具体实施例中，所述标准飞行轨迹指令可以包括：阻力加速度指令D_cx、阻力加速度导数指令标称速度指令V_cx和当地弹道倾角指令Θ_cx。

步骤102，制导系统根据标准飞行轨迹指令中的飞行速度或马赫给出预置的攻角α_cx0。

在本发明的技术方案中，高超声速飞行器一般采用预置攻角飞行，且在飞行过程中，攻角不作较大调整，仅仅是在一定范围内调整，如下表示例所示：

速度Vcx	αcx0攻角(°)
		1000.0	10.0
2000.0	15.0
		3000.0	15.0
4000.0	20.5
		5000.0	25.0
6000.0	30.0

表1  标准攻角剖面

步骤103，根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令Δα_cx。

较佳的，在本发明的具体实施例中，所述导航系统提供的测量值可以包括：阻力加速度D_sb、阻力加速度变化率相对运动速度V_d和当地弹道倾角Θ。

在本发明的技术方案中，可以通过多种方式来实现上述的步骤103，以下将以其中的一种具体实现方式为例，对本发明的技术方案进行详细的介绍。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，所述步骤103可进一步包括：

步骤31，根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第一附加攻角指令分量α_D。

在飞行器的飞行过程中，由于滚动角速率的限制，倾侧反转不可能快速实现，倾侧角反转(从负向变化到正向，或从正向变化的负向)穿越0度时，由于倾侧角小攻角大，因此将对该飞行器实际的阻力加速度产生一个较大的干扰，从而将对阻力加速度跟踪制导产生不利的影响。为改善飞行过程中由于倾侧角反转而带来的阻力加速度的动态误差大的问题，可根据阻力加速度及其导数计算出一个第一附加攻角指令分量α_D，并根据该第一附加攻角指令分量α_D对攻角进行适当的调整，以改善阻力加速度跟踪控制的动态误差。

较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过如下所述的公式计算得到α_D：

${\mathrm{\α}}_D=f_{d1}\×(D_{\mathrm{cx}}-D_{\mathrm{sb}})+f_{d2}\×({\stackrel{\·}{D}}_{\mathrm{cx}}-{\stackrel{\·}{D}}_{\mathrm{sb}})---\left(1\right)$

并根据预先设置的第一最小值和第一最大值对计算得到的α_D进行限幅，使得所述α_D满足条件：

其中，所述f_d1和f_d2分别为第一控制参数和第二控制参数。在本发明的技术方案中，所述f_d1和f_d2的取值可以根据控制理论和仿真实验的结果预先确定或设置。

步骤32，根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第二附加攻角指令分量α_Θ。

在飞行过程中，为抑制弹道的波动，还需要对弹道倾角进行适当的控制。因此，可以根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第二附加攻角指令分量α_Θ。

较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过如下所述的公式计算得到第二附加攻角指令分量α_Θ：

α_Θ＝-(Θ-Θ_cx)×^f _Θ     (2)

并根据预先设置的第二最小值和第二最大值对计算得到的α_Θ进行限幅，使得所述α_Θ满足条件：

其中，所述f_Θ为第三控制参数。在本发明的技术方案中，所述f_Θ的取值可以根据控制理论和仿真实验的结果预先确定或设置。

步骤33，根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第三附加攻角指令分量α_V。

为实现减速和增速控制效果，需要对攻角进行一定调整。例如，增大攻角有助于减速效果，而减小攻角则可补偿速度的不足。因此，根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第三附加攻角指令分量α_V。

较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过如下所述的公式计算得到第三附加攻角指令分量α_V：

α_V＝-(V_cx-V_d)×f_V     (3)

并根据预先设置的第三最小值和第三最大值对计算得到的α_V进行限幅，使得所述α_V满足条件：

其中，所述f_V分别为第四控制参数。在本发明的技术方案中，所述f_V的取值可以根据控制理论和仿真实验的结果预先确定或设置。

步骤34，根据α_D、α_Θ和α_V，计算得到附加攻角指令Δα_cx。

本发明中，附加攻角指令是指攻角的调节量，即变化量。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过如下所述的公式计算得到纵向通道的附加攻角指令Δα_cx：

Δα_cx＝α_V+α_D+α_Θ      (4)

由上可知，通过上述的步骤31～34，即可计算得到纵向通道的附加攻角指令Δα_cx。

步骤104，根据预置的攻角α_cx0和附加攻角指令Δα_cx，计算得到当前的实际攻角α_cx。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过如下所述的公式计算得到α_cx：

α_cx＝α_cx0+Δα_cx      (5)

综上可知，在本发明中的高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法中，由于在制导回路中闭环阻力加速度及其导数、速度和当地弹道倾角信息，对预置的标准攻角剖面进行调整，从而可以有效地改善阻力加速度跟踪控制的动态特性，提高动态条件下阻力加速度的跟踪控制精度，抑制飞行轨迹的波动，增强制导系统对各种偏差、不确定干扰和不确定条件的适应能力，可以应用于高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向通道的制导。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (6)

1.一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，其特征在于，该方法包括：

在滑翔段飞行过程中，制导系统根据导航参数实时生成标准飞行轨迹指令；

制导系统根据标准飞行轨迹指令中的飞行速度或马赫给出预置的攻角α_cx0；

根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令Δα_cx，该步骤包括：

根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第一附加攻角指令分量α_D；

根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第二附加攻角指令分量α_Θ；

根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第三附加攻角指令分量α_V；

根据α_D、α_Θ和α_V，计算得到附加攻角指令Δα_cx；

根据预置的攻角α_cx0和附加攻角指令Δα_cx，计算得到当前的实际攻角α_cx；

其中，所述标准飞行轨迹指令包括：阻力加速度指令D_cx、阻力加速度导数指令标称速度指令V_cx和当地弹道倾角指令Θ_cx；

所述导航系统提供的测量值包括：阻力加速度D_sb、阻力加速度变化率相对运动速度V_d和当地弹道倾角Θ。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到α_D：

${\mathrm{\α}}_D=f_{d1}\×(D_{cx}-D_{sb})+f_{d2}\×({\stackrel{\·}{D}}_{cx}-{\stackrel{\·}{D}}_{sb});$

并根据预先设置的第一最小值和第一最大值对计算得到的α_D进行限幅，使得所述α_D满足条件：

其中，所述f_d1和f_d2分别为第一控制参数和第二控制参数。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到第二附加攻角指令分量α_Θ：

α_Θ＝-(Θ-Θ_cx)×f_Θ；

并根据预先设置的第二最小值和第二最大值对计算得到的α_Θ进行限幅，使得所述α_Θ满足条件：其中，所述f_Θ为第三控制参数。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到第三附加攻角指令分量α_V：

α_V＝-(V_cx-V_d)×f_V；

并根据预先设置的第三最小值和第三最大值对计算得到的α_V进行限幅，使得所述α_V满足条件：其中，所述f_V分别为第四控制参数。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到附加攻角指令Δα_cx：

Δα_cx＝α_V+α_D+α_Θ。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到α_cx：

α_cx＝α_cx0+Δα_cx。