CN108332612B - 基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法 - Google Patents

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Abstract

基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，属于制导与控制领域。本发明是为了在耗尽关机闭路制导方法中能够对发动机剩余能量进行准确预估，以满足制导目标。它包括：获取满足制导约束的待增速度，并由所述待增速度获得待增速度模量；基于待增速度模量计算获得剩余能量预估值；以及按推力方向与待增速度方向一致的导引方法确定参考姿态角，基于参考姿态角获得制导调制姿态角。本发明用于耗尽关机闭路制导。

Description

基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法
技术领域
本发明涉及基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，属于制导与控制领域。
背景技术
目前已经被成熟应用的运载火箭或弹道式导弹的制导方法有摄动制导、闭路制导和迭代制导。其中，摄动制导的基本思想是首先确定一条自发射点至目标点的标准弹道，依赖于此标准弹道进行导引和关机控制，目的是使实际飞行弹道尽量接近于标准弹道。摄动制导方法在推导制导方程时忽略了泰勒级数展开二阶以上的高次项会产生较大的方法误差，并且其诸元计算比较复杂。
迭代制导的实现实际上是一个性能指标为飞行时间，初值是当前位置速度状态，终值是目标点位置速度状态的最优控制问题。迭代制导的计算是在简化制导系下动力学方程的基础上，应用最优控制理论，得到最优控制程序角指令。在解析形式的近似最优程序角的基础上，通过计算剩余时间、对推力与引力二次积分得到程序指令所需相关参数和预测关机点状态参数。并且由于需要随时关机，只能应用于可关机的液体火箭或具有结构复杂的推力终止装置的固体火箭。
闭路制导的基本思路是采用“需要速度”的概念，根据导弹当前状态(位置、速度)和目标约束实时确定需要速度，并给出导引指令(姿态角、关机指令)，其具有机动发射、制导精度高、射击诸元计算简单等优点。对于固体火箭，其发动机推力终止的方法是在发动机的顶部安装反向喷管，关机时使反向喷管开启，产生反向推力。取消推力终止装置的固体火箭可增加装药量从而提高发动机的质量比，增加导弹的有效射程，且其具有易于生产、储存、运输和维护等优点，于是出现各级主发动机都不采用推力终止机构，而是采用耗尽关机的方案。这给制导带来了新难题——耗尽关机闭路制导问题，即在发动机总能量固定的条件下，如何导引才能使能量随机耗尽时导弹的弹道参数正好满足制导目标要求。
发明内容
本发明目的是为了在耗尽关机闭路制导方法中能够对发动机剩余能量进行准确预估，以满足制导目标，提供了一种基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法。
本发明所述基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，它包括：获取满足制导约束的待增速度，并由所述待增速度获得待增速度模量；基于待增速度模量计算获得剩余能量预估值；以及按推力方向与待增速度方向一致的导引方法确定参考姿态角，基于参考姿态角获得制导调制姿态角。
获得待增速度模量的方法包括：按闭路制导需要速度求解方法或利用圆锥曲线求解需要速度方法求解出满足制导约束的需要速度vR，进而得到待增速度vga，由待增速度vga得到待增速度模量。
所述剩余能量预估值为：总视速度模量-当前视速度模量积分量-待增速度模量+火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量；所述总视速度模量根据火箭飞行段初末质量状态和平均比冲计算获得；当前视速度模量积分量通过对视加速度的积分得到。
所述剩余能量预估值We为：
其中ΔwD代表本级能够提供的总视速度模量，代表从本级开始的当前视速度模量的积分量，t1为本级闭路制导飞行段起始时刻；t为当前飞行时刻；|vga|代表当前瞬时点的待增速度模量，Δwh代表火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量，由标准发动机推力和质量变化参数经积分得到：
式中p(τ)为发动机推力曲线，m(τ)为发动机质量曲线，t2为火箭固体后面级的开始时刻，t3为火箭固体后面级的结束时刻；
所述待增速度vga＝vR-v，v为当前瞬时速度。
获得制导调制姿态角的方法包括：
根据以下姿态调制模型确定制导调制姿态角：
ψc＝ψg
其中，为基准参考俯仰角，ψg为基准参考偏航角，vgay为沿发射惯性坐标系y轴方向的待增速度分量，vgax为沿发射惯性坐标系x轴方向的待增速度分量，vgaz为沿发射惯性坐标系z轴方向的待增速度分量，v′gx满足 为制导调制姿态俯仰角，ψc为制导调制姿态偏航角，f(We)为与剩余能量预估值We相关的系数函数；ε为预设剩余能量耗散最低阈值。
所述系数函数f(We)通过跟踪标称轨迹准则或平稳准则进行拟合设计获得。
本发明的优点：本发明方法通过对剩余能量实时预估进行姿态调制以耗尽剩余能量，从而实现对能量进行精确管控，该方法简单有效，可以有效解决较大偏差条件下的剩余能量预估不准确的问题。
本发明通过每个制导周期对剩余能量进行实时预估，再将剩余能量引入到姿态调制中进行能量管理，避免了剩余能量一次预估导致的预估不准确的问题，并且能够通过预先装订的耗尽关机制导参数插值得到当前任务所需的制导参数。本发明能够适应较大范围内的任务变动情况，参数的敏感性较低，适用于在具有姿态角速率和姿态角加速率限幅的情况下进行耗尽关机闭路制导。
附图说明
图1是本发明所述基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法的流程图。
具体实施方式
下面结合图1对本发明的实施方式进行详细说明：
基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，它包括：
获取满足制导约束的待增速度，并由所述待增速度获得待增速度模量；
基于待增速度模量计算获得剩余能量预估值；以及
按推力方向与待增速度方向一致的导引方法确定参考姿态角，基于参考姿态角获得制导调制姿态角。
为降低调制姿态角跳跃、过大姿态角、过大姿态角速率以及过大角加速率变化等情况出现的可能性，应在调制姿态角初步设计时，让调制姿态角有一个参考标准，在这个参考基准上进行进一步的参数设计。选用“推力方向与待增速度方向一致”的导引模型实时确定的姿态角作为参考姿态角，而调制姿态角则通过在这个参考基准上引入剩余能量的反馈项得到。
获得待增速度模量的方法包括：
在每一个制导周期内，按闭路制导需要速度求解方法或利用圆锥曲线求解需要速度方法求解出满足制导约束的需要速度vR，进而得到待增速度vga，由待增速度vga得到待增速度模量。
所述剩余能量预估值为：
总视速度模量-当前视速度模量积分量-待增速度模量+火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量；
所述总视速度模量根据火箭飞行段初末质量状态和平均比冲计算获得；当前视速度模量积分量通过对视加速度的积分得到。
所述待增速度模量即作为需要的视速度模量。
所述剩余能量预估值We为：
其中ΔwD代表本级能够提供的总视速度模量，代表从本级开始的当前视速度模量的积分量，t1为本级闭路制导飞行段起始时刻；t为当前飞行时刻；|vga|代表当前瞬时点的待增速度模量，Δwh代表火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量，由标准发动机推力和质量变化参数经积分得到：
式中p(τ)为发动机推力曲线，m(τ)为发动机质量曲线，t2为火箭固体后面级的开始时刻，t3为火箭固体后面级的结束时刻；
所述待增速度vga＝vR-v，v为当前瞬时速度。
获得制导调制姿态角的方法包括：
根据以下姿态调制模型确定制导调制姿态角：
ψc＝ψg
其中，为基准参考俯仰角，ψg为基准参考偏航角，vgay为沿发射惯性坐标系y轴方向的待增速度分量，vgax为沿发射惯性坐标系x轴方向的待增速度分量，vgaz为沿发射惯性坐标系z轴方向的待增速度分量，v′gx满足 为制导调制姿态俯仰角，ψc为制导调制姿态偏航角，f(We)为与剩余能量预估值We相关的系数函数；ε为预设剩余能量耗散最低阈值。
制导调制姿态角的确定首先选用推力方向与待增速度一致的导引模型确定参考姿态角，然后再引入剩余能量预估值We，最后确定制导调制姿态俯仰角和制导调制姿态偏航角。当剩余能量预估值We小于ε时，按闭路导引的指令进行工作。
由于调制姿态角的变化规律不能提前知道，因此需对系数函数f(We)进行准确设计，避免能量耗散过多或耗散不足的情况出现。
所述系数函数f(We)通过跟踪标称轨迹准则或平稳准则进行拟合设计获得。
由于剩余能量预估值We的变化趋势可以大致预估，因此，修正项f(We)*We的变化趋势可由f(We)决定。跟踪标称轨迹准则指的是在设计f(We)时将姿态角往标称轨迹姿态角附近修正，以期望得到接近标称轨迹的飞行轨迹。而平稳准则指的是在f(We)设计时，以使姿态角在能量耗散段开始和结束时具有较小姿态角及姿态角速率为原则进行参数设计。由于系数函数拟合时难以满足所有过程约束，因此在初步设计时可将f(We)离散化，取一些特征点分段线性设计系数函数，且线性化的函数区间数目将对制导精度产生较大的影响。但过多的分区数目不一定能提高制导精度，反而会大大增加设计难度，因此，需力求寻找分区数尽可能少且满足精度要求的系数函数，其中分区按照剩余能量的大小作为分区条件。
本发明方法通过实时预估剩余能量，并将剩余能量的影响加入到能量管理中。可通过插值的方式进行耗尽关机制导参数的选取，具有较好的工程应用前景。

Claims (3)

1.一种基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，其特征在于，它包括：
获取满足制导约束的待增速度，并由所述待增速度获得待增速度模量；
基于待增速度模量计算获得剩余能量预估值；以及
按推力方向与待增速度方向一致的导引方法确定参考姿态角，基于参考姿态角获得制导调制姿态角；
所述获得待增速度模量的方法包括：
按闭路制导需要速度求解方法或利用圆锥曲线求解需要速度方法求解出满足制导约束的需要速度vR，进而得到待增速度vga，由待增速度vga得到待增速度模量；
所述剩余能量预估值为：
总视速度模量-当前视速度模量积分量-待增速度模量+火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量；
所述总视速度模量根据火箭飞行段初末质量状态和平均比冲计算获得；当前视速度模量积分量通过对视加速度的积分得到；
所述剩余能量预估值We为：
其中ΔwD代表本级能够提供的总视速度模量，代表从本级开始的当前视速度模量的积分量，t1为本级闭路制导飞行段起始时刻；t为当前飞行时刻；|vga|代表当前瞬时点的待增速度模量，Δwh代表火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量，由标准发动机推力和质量变化参数经积分得到：
式中p(τ)为发动机推力曲线，m(τ)为发动机质量曲线，t2为火箭固体后面级的开始时刻，t3为火箭固体后面级的结束时刻；
所述待增速度vga＝vR-v，v为当前瞬时速度。
2.根据权利要求1所述的基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，其特征在于，获得制导调制姿态角的方法包括：
根据以下姿态调制模型确定制导调制姿态角：
ψc＝ψg
其中，为基准参考俯仰角，ψg为基准参考偏航角，vgay为沿发射惯性坐标系y轴方向的待增速度分量，vgax为沿发射惯性坐标系x轴方向的待增速度分量，vgaz为沿发射惯性坐标系z轴方向的待增速度分量，v′gx满足 为制导调制姿态俯仰角，ψc为制导调制姿态偏航角，f(We)为与剩余能量预估值We相关的系数函数；ε为预设剩余能量耗散最低阈值。
3.根据权利要求2所述的基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，其特征在于，所述系数函数f(We)通过跟踪标称轨迹准则或平稳准则进行拟合设计获得。
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