CN105867403B - 一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法 - Google Patents

Abstract

公开了一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法，所述方法包括：获取当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件；根据当地俯仰角φ的约束条件确定攻角指令的限幅策略；根据当地滚转角γ_d的约束条件确定倾侧角指令的限幅策略。本发明通过对制导指令中的攻角、倾侧角进行直接限幅，从而间接保证飞行器在飞行过程中能够满足强姿态约束条件。本发明的方法简单、实用，具有很好的应用效果。

Description

一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法

技术领域

本发明涉及高超声速制导领域，尤其涉及一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法。

背景技术

在飞行器下压飞行攻击目标时，末制导系统对飞行器的飞行姿态，比如当地俯仰角、当地滚转角存在严格约束。而飞行器制导系统大多采用攻角、倾侧角作为制导指令。如何使飞行器在飞行过程中满足强姿态约束条件，是制导设计中的关键。

因此，现有技术中需要一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法。

发明内容

本发明的目的在于提出一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法，所述方法包括：

S1、获取当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件；

S2、根据当地俯仰角φ的约束条件确定攻角指令的限幅策略；

S3、根据当地滚转角γ_d的约束条件确定倾侧角指令的限幅策略。

优选的，当飞行器的飞行高度位于高度区间[h_i-1,h_i]时，当地俯仰角φ的约束条件为φ_{i min}≤φ≤φ_{i max}，当地滚转角γ_d的约束条件为|γ_d|≤γ_{i max}；其中，i＝1,2…N，N为高度区间的总个数，φ_{i min}为高度区间[h_i-₁,h_i]内的当地俯仰角的极小值，φ_{i max}为高度区间[h_i-1,h_i]内的当地俯仰角的极大值，γ_{i max}为高度区间[h_i-1,h_i]内的当地滚转角的极大值。

优选的，当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件具体为：划分N个高度区间，在每个高度区间内确定对当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件；其中，N为大于等于1的整数。

优选的，根据高度区间的不同，对攻角指令、倾侧角指令进行分段限幅。

优选的，当飞行器飞行高度位于高度区间[h_i-1,h_i]时，所述攻角指令的限幅策略具体为：

α_max＝φ_{i max}+dA_max+Θ；

α_min＝φ_{i min}+dA_min+Θ；

式中，α_max为高度区间[h_i-1,h_i]内的攻角极大值，α_min为高度区间[h_i-1,h_i]内的攻角极小值，dA_max、dA_min为预设常数，Θ为弹道倾角。

优选的，当飞行器飞行高度位于高度区间[h_i-1,h_i]时，所述倾侧角指令的限幅策略具体为：

-γ_id≤γ_cx≤γ_id；

式中，γ_cx为倾侧角。

优选的，dA_max＝dA_min。

优选的，-3°≤dA_max≤3°，-3°≤dA_min≤3°。

本发明提供了一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法，主要包括：获取当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件；根据当地俯仰角φ的约束条件确定攻角指令的限幅策略；根据当地滚转角γ_d的约束条件确定倾侧角指令的限幅策略。本发明通过直接对制导指令中的攻角、滚转角进行限幅，从而间接保证飞行器在飞行过程中满足强姿态约束条件，具有很好的应用效果。

附图说明

通过以下参照附图而提供的具体实施方式部分，本发明的特征和优点将变得更加容易理解，在附图中：

图1是实施例中的使飞行器满足强姿态约束条件的方法流程示意图。

具体实施方式

下面参照附图对本发明的示例性实施方式进行详细描述。对示例性实施方式的描述仅仅是出于示范目的，而绝不是对本发明及其应用或用法的限制。

末制导系统工作时对飞行器的飞行姿态存在严格约束。通常，所述严格约束主要表现为对当地俯仰角、当地滚转角的约束。而在现有技术中，末制导系统大多采取攻角、倾侧角作为制导指令，因此无法对当地俯仰角、当地滚转角进行直接约束。

针对现有技术的缺陷，本发明提供了一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法。本发明的主要思路是，首先明确当地俯仰角和当地滚转角的约束条件，根据当地俯仰角的约束条件确定攻角指令的限幅策略，根据当地滚转角的约束条件确定倾侧角的限幅策略。本发明通过对制导指令中的攻角、倾侧角进行直接限幅，从而间接保证飞行器在飞行过程中能够满足强姿态约束条件。本发明的方法简单、实用，具有很好的应用效果。

下面结合附图对本发明实施例的技术方案进行详细说明。图1为实施例中的使飞行器满足强姿态约束条件的方法流程示意图。从图1可见，所述方法包括：

步骤S1、获取当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件。

通常，末制导系统对飞行器的姿态约束条件与高度有关。当飞行器的飞行高度处于不同的高度区间时，姿态约束条件也有所不同。在步骤S1中，所述当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件具体为：划分N个高度区间，在每个高度区间内确定对当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件。其中，N为大于等于1的整数。比如，在某个制导系统中，N取3，其对当地俯仰角、当地滚转角的约束条件如表1所示。

表1

高度区间	当地俯仰角约束条件	当地滚转角约束条件
			[h0,h1]	φ1min≤φd≤φ1max	|γd|≤γ1max
[h0,h1]	φ2min≤φd≤φ2max	|γd|≤γ2max
			[h0,h1]	φ3min≤φd≤φ3max	|γd|≤γ2max

从表1可见，当飞行器的飞行高度位于高度区间[h_i-1,h_i]时，当地俯仰角φ的约束条件为φ_{i min}≤φ≤φ_{i max}，当地滚转角γ_d的约束条件为|γ_d|≤γ_{i max}。其中，i＝1,2,3，φ_{i min}为高度区间[h_i-1,h_i]内的当地俯仰角的极小值，φ_{i max}为高度区间[h_i-1,h_i]内的当地俯仰角的极大值，γ_{i max}为高度区间[h_i-1,h_i]内的当地滚转角的极大值。当然，在具体实施时，高度区间的个数也可能为1个，2个，4个或其他整数个。

步骤S2、根据当地俯仰角φ的约束条件确定攻角指令的限幅策略。具体的，在步骤S2中，根据高度区间的不同，对攻角指令、倾侧角指令进行分段限幅。当飞行器飞行高度h位于高度区间[h_i-1,h_i]时，所述攻角指令的限幅策略具体为：

α_max＝φ_{i max}+dA_max+Θ；

α_min＝φ_{i min}+dA_min+Θ；

式中，α_max为高度区间[h_i-1,h_i]内的攻角极大值，α_min为高度区间[h_i-1,h_i]内的攻角极小值，dA_max、dA_min为预设常数，Θ为弹道倾角。在具体实施时，dA_max与dA_min可以取相同的数值，也可以取不同的数值。通过合理设置dA_max与dA_min的大小，便于制导系统对飞行器的飞行姿态进行更有效的姿态控制。通常，dA_max的取值范围为-3°≤dA_max≤3°，dA_min的取值范围为-3°≤dA_min≤3°。通过明确飞行器在所属高度区间内的当地俯仰角的约束条件，便于制定当地攻角指令的限幅策略。从而，使得制导系统能够从指令层面上对当地俯仰角进行间接约束，提高了制导系统的制导性能。

步骤S3、根据当地滚转角γ_d的约束条件确定倾侧角指令的限幅策略。具体的，在步骤S3中，当飞行器飞行高度h位于高度区间[h_i-1,h_i]时，所述倾侧角指令的限幅策略具体为：

-γ_id≤γ_cx≤γ_id；

式中，γ_cx为倾侧角。通过明确飞行器在所属高度区间内的当地滚转角的约束条件，便于制定当地倾侧角指令的限幅策略。从而，使得制导系统能够从指令层面上对当地滚转角进行间接约束，提高了制导系统的制导性能。

在本实施例中，较佳的，在对攻角指令、倾侧角指令进行限幅后，所述方法还包括以下步骤：对第一侧向力F_zcx、第二侧向力F_ycx进行更新。具体的，在飞行器下压飞行过程中，攻角、倾侧角与第一侧向力、第二侧向力存在以下关系：

α＝(C_n-c₀)/c₁；

式中，c₀、c₁是预设的制导设计参数，q为动压，S_m为飞行器特征面积。可见，攻角指令、倾侧角指令与第一、第二侧向力存在关联。当对攻角、倾侧角指令进行限幅后，可根据所述限幅后的攻角、倾侧角指令对第一、第二侧向力进行更新，然后根据更新后的侧向力可计算攻角、倾侧角，以实现制导指令的同步。

在本发明实施例中，通过对制导指令中的攻角、倾侧角进行直接限幅，能够间接保证飞行器在飞行过程中能够满足制导系统对当地俯仰角、当地滚转角的约束。本发明的方法简单、实用，具有很好的应用效果。进一步的，根据飞行器飞行高度的不同，对攻角指令、倾侧角指令进行分段限幅，提高了制导系统对飞行器姿态控制的精确性和灵活性。

虽然参照示例性实施方式对本发明进行了描述，但是应当理解，本发明并不局限于文中详细描述和示出的具体实施方式，在不偏离权利要求书所限定的范围的情况下，本领域技术人员可以对所述示例性实施方式做出各种改变。

Claims (3)

1.一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法，其特征在于，所述方法包括：

S1、获取当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件；

S2、根据当地俯仰角φ的约束条件确定攻角指令的限幅策略；

S3、根据当地滚转角γ_d的约束条件确定倾侧角指令的限幅策略；

其中，当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件具体为：划分N个高度区间，在每个高度区间内确定对当地俯仰角φ与当地滚转角γ_d的约束条件；其中，N为大于等于1的整数；

在步骤S2、S3中，根据高度区间的不同，对攻角指令、倾侧角指令进行分段限幅，具体为：

当飞行器的飞行高度位于高度区间[h_i-1,h_i]时，当地俯仰角φ的约束条件为φ_imin≤φ≤φ_imax，当地滚转角γ_d的约束条件为|γ_d|≤γ_imax；其中，i＝1,2…N，N为高度区间的总个数，φ_imin为高度区间[h_i-1,h_i]内的当地俯仰角的极小值，φ_imax为高度区间[h_i-1,h_i]内的当地俯仰角的极大值，γ_imax为高度区间[h_i-1,h_i]内的当地滚转角的极大值；

当飞行器飞行高度位于高度区间[h_i-1,h_i]时，所述攻角指令的限幅策略具体为：

α_max＝φ_imax+dA_max+Θ；

α_min＝φ_imin+dA_min+Θ；

式中，α_max为高度区间[h_i-1,h_i]内的攻角极大值，α_min为高度区间[h_i-1,h_i]内的攻角极小值，dA_max、dA_min为预设常数，Θ为弹道倾角；

当飞行器飞行高度位于高度区间[h_i-1,h_i]时，所述倾侧角指令的限幅策略具体为：

-γ_id≤γ_cx≤γ_id；

式中，γ_cx为倾侧角。

2.如权利要求1所述的方法，其中，dA_max＝dA_min。

3.如权利要求1所述的方法，其中，

-3°≤dA_max≤3°；

-3°≤dA_min≤3°。