CN105836160B - 一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法，该方法包括：根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量；根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度，计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度；根据侧向位置和侧向速度，利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令；根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。通过使用本发明所提供的方法，可以方便地实现升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导，解决升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题。

Description

一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法

技术领域

本发明涉及升力式飞行器制导技术领域，特别涉及一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法。

背景技术

在现有技术中，传统的弹道导弹一般采用轴对称结构，其弹道基本沿着射面飞行，并采用侧滑转弯(Skid-To-Turn)方式实现小范围内的机动或横向控制。

升力式飞行器采用面对称结构，拥有较大的升阻比，因此一般都采用倾斜转弯(BTT，Bank-To-Turn)方式实现小范围内的机动或横向控制；此外，升力式飞行器在稀薄流区飞行时，由于控制能力弱，一般采用固定攻角剖面飞行，其纵向轨迹无反馈控制，因此需要解决固定攻角剖面飞行条件下侧向倾侧角制导指令的生成问题。

然而，在现有技术中，还尚未解决上述的升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法，从而可以方便地实现升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导，解决升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题。

本发明的技术方案具体是这样实现的：

一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法，该方法包括：

根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量；

根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度，计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度；

根据侧向位置和侧向速度，利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令；

根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。

较佳的，使用如下的公式计算得到侧向单位矢量R_tp：

其中，R_tp为侧向单位矢量，向量[R_x0,R_y0,R_z0]为发射点的地心矢径在发射系的分量，[R_xt R_yt R_zt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量，u为中间变量。

较佳的，使用如下的公式计算得到侧向位置和侧向速度：

其中，Z_z为侧向位置，V_z为侧向速度，[X^g Y^g Z^g]^T为当前时刻飞行器在发射系下的实时位置，为当前时刻飞行器在发射系下的实时速度，[R_xt R_yt R_zt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量，[V_xt V_yt V_zt]为侧向制导目标点速度在发射系分量。

较佳的，使用如下的公式计算得到侧向制导力和过载指令：

其中，F_zcx为侧向制导力，N_zcx为过载指令，k_z和k_zv为制导参数，m为飞行器质量，g₀为重力。

较佳的，使用如下的公式计算得到倾侧角指令：

其中，γ_cx为倾侧角指令，K_g为正常数。

如上可见，在本发明中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法中，通过引入发射点与侧向制导目标点之间的侧向单位矢量，较为直观地计算出飞行器的侧向位置和侧向速度，并基于比例微分(PD)控制获得所需的侧向力和倾侧角指令，方便地实现了升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导，解决了升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题，有效解决了升力式飞行器在稀薄流区固定攻角剖面飞行条件下的侧向制导问题。

附图说明

图1为本发明实施例中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧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升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法，该方法适用于升力式飞行器。

图1为本发明实施例中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法的流程示意图。如图1所示，本发明实施例中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法包括：。

步骤101，根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量。

在升力式飞行器制导技术领域中，侧向单位矢量一般都定义为：沿侧向制导目标点的地心矢径与发射点的地心矢径叉乘方向的单位矢量。

因此，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可以使用如下所述的公式计算得到侧向单位矢量R_tp：

其中，R_tp为侧向单位矢量，向量[R_x0,R_y0,R_z0]为发射点的地心矢径在发射系的分量，[R_xt R_yt R_zt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量，u为中间变量。

在本发明的技术方案中，该侧向单位矢量可以仅在初始化时计算一次。

步骤102，根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度，计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度。

在本发明的技术方案中，在获知侧向单位矢量之后，即可根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度，计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度。

例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可以使用如下所述的公式计算得到侧向位置和侧向速度：

其中，Z_z为侧向位置，V_z为侧向速度，[X^g Y^g Z^g]^T为当前时刻飞行器在发射系下的实时位置，为当前时刻飞行器在发射系下的实时速度，[R_xt R_yt R_zt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量，[V_xt V_yt V_zt]为侧向制导目标点速度在发射系分量。

步骤103，根据侧向位置和侧向速度，利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令。

在本发明的技术方案中，在获知侧向位置和侧向速度之后，即可根据侧向位置和侧向速度，利用比例微分反馈控制的方法，计算侧向制导力和过载指令。

例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可以使用如下所述的公式计算得到侧向制导力和过载指令：

其中，F_zcx为侧向制导力，N_zcx为过载指令，k_z和k_zv为制导参数，m为飞行器质量，g₀为重力。

步骤104，根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。

在本发明的技术方案中，由于飞行器固定攻角剖面生成，无纵向制导，因此，在获知侧向制导力之后，即可根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。

例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可以使用如下所述的公式计算得到倾侧角指令：

其中，γ_cx为倾侧角指令，K_g为正常数。

在本发明的技术方案中，所述K_g可以由制导系统预先设计确定，在此不再赘述。

另外，较佳的，在本发明的具体实施例中，所述K_g的取值一般可以根据稀薄流区飞行段的最大过载和所允许的最大倾侧角来确定，在此不再赘述。

通过上述的步骤101～104，即可计算得到倾侧角指令。

在实际应用情况中，在获得上述倾侧角指令之后，姿态控制系统即可通过对倾侧角指令的跟踪控制，实现升力式飞行器在稀薄流区的侧向飞行控制

综上可知，在本发明中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法中，首先根据发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定了侧向单位矢量，进而计算了飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度，然后根据侧向位置和侧向速度，利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令，并根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。在实际应用时，姿态控制系统通过对倾侧指令跟踪控制，即可能够实现升力式飞行器在稀薄流区的侧向控制。本发明中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法，通过引入发射点与侧向制导目标点之间的侧向单位矢量，较为直观地计算出飞行器的侧向位置和侧向速度，并基于比例微分(PD)控制获得所需的侧向力和倾侧角指令，方便地实现了稀薄流区的倾侧制导，解决了升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题，有效解决了升力式飞行器在稀薄流区固定攻角剖面飞行条件下的侧向制导问题。

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 (5)

1.一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法，其特征在于，该方法包括：

根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量；

根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度，计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度；

根据侧向位置和侧向速度，利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令；

根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，使用如下的公式计算得到侧向单位矢量R_tp：

$\begin{array}{c}{R}_{tp}\[0\]=\frac{R_{yt}\·R_{z0}-R_{zt}\·R_{y0}}{u}\\ R_{tp}\[1\]=\frac{R_{zt}\·R_{x0}-R_{xt}\·R_{z0}}{u}\\ R_{tp}\[2\]=\frac{R_{xt}\·R_{y0}-R_{yt}\·R_{x0}}{u}\\ u=\sqrt{{(R_{yt}\·R_{z0}-R_{zt}\·R_{y0})}^2+{(R_{zt}\·R_{x0}-R_{xt}\·R_{z0})}^2+{(R_{xt}\·R_{y0}-R_{yt}\·R_{x0})}^2}\end{array};$

其中，R_tp为侧向单位矢量，向量[R_x0,R_y0,R_z0]为发射点的地心矢径在发射系的分量，[R_xtR_yt R_zt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量，u为中间变量。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，使用如下的公式计算得到侧向位置和侧向速度：

$\begin{array}{c}{Z}_z=R_{tp}\[0\]\·(X^g-R_{xt})+R_{tp}\[1\]\·(Y^g-R_{yt})+R_{tp}\[2\]\·(Z^g-R_{zt})\\ V_z=R_{tp}\[0\]\·(V_x^g-V_{xt})+R_{tp}\[1\]\·(V_y^g-V_{yt})+R_{tp}\[2\]\·(V_z^g-V_{zt})\end{array};$

其中，Z_z为侧向位置，V_z为侧向速度，[X^g Y^g Z^g]^T为当前时刻飞行器在发射系下的实时位置，为当前时刻飞行器在发射系下的实时速度，[R_xt R_yt R_zt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量，[V_xt V_yt V_zt]为向制导目标点速度在发射系分量。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，使用如下的公式计算得到侧向制导力和过载指令：

$\begin{array}{c}{F}_{zcx}=k_z(0.0-Z_z)+k_{zv}(0.0-V_z)\\ N_{zcx}=F_{zcx}/{\mathrm{mg}}_0\end{array};$

其中，F_zcx为侧向制导力，N_zcx为过载指令，k_z和k_zv为制导参数，m为飞行器质量，g₀为重力。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，使用如下的公式计算得到倾侧角指令：

${\mathrm{\γ}}_{cx}={\mathrm{tg}}^{-1}\left(\frac{F_{zcx}}{K_g\×m\×g_0}\right);$

其中，γ_cx为倾侧角指令，K_g为正常数。