CN110425943A - 面向变质心飞行器的工程化再入制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种面向变质心飞行器的工程化再入制导方法，用于解决现有变质心飞行器再入制导方法工程应用性差的技术问题。技术方案是基于工程中最常见的比例制导律，将变质心飞行器落速落角约束转化为一增广项，进一步对该增广项参数进行鲁棒性扩维设计，使得制导参数为变质心飞行器飞行状态偏差量的函数，在变质心飞行器受干扰作用时保证制导精度，最后基于需用过载与可用过载关系确定制导指令即滚转角指令大小。本发明在比例制导律的基础上，增加考虑落角和落速约束的增广项，实现弹道抬升和降低，保证落角和落速约束同时满足，在此基础上对增广项系数进行鲁棒性扩维设计，是一种形式简单具有良好工程应用性能的变质心飞行器强鲁棒制导方法。

Description

面向变质心飞行器的工程化再入制导方法

技术领域

本发明涉及一种变质心飞行器再入制导方法，特别涉及一种面向变质心飞行器的工程化再入制导方法。

背景技术

一维变质心飞行器通常采用固定配平型设计，它是一种简单、易实现的再入飞行器构型。固定配平型飞行器利用自身静稳定性实现俯仰和偏航运动自稳定，只需对滚转通道进行控制即可实现机动飞行。然而，滚转单通道控制模式下，飞行器过载仅方向可控、大小不可控，这为落速落角约束的固定配平型变质心飞行器强鲁棒制导带来挑战。

针对带落角落速终端约束的固定配平型变质心飞行器制导问题，葛振振在其硕士学位论文“变质心再入弹头轨迹规划与制导控制系统设计[D].葛振振.西安:西北工业大学硕士学位论文,2015”中提出一种标称轨迹跟踪制导方法，利用模拟退火算法和直接打靶法，寻优得到一条满足落角和落速约束的可飞标称轨迹，通过跟踪这一标称轨迹，较好的解决了固定配平型变质心飞行器的多约束制导问题。但该方法工程应用性较差：一方面基于寻优算法确定的标称轨迹难以复现；另一方面，需离线加载大量标称轨迹信息，给机载计算机存储能力和运行速度提出更高要求。

发明内容

为了克服现有变质心飞行器再入制导方法工程应用性差的不足，本发明提供一种面向变质心飞行器的工程化再入制导方法。该方法基于工程中最常见的比例制导律，将变质心飞行器落速落角约束转化为一增广项，进一步对该增广项参数进行鲁棒性扩维设计，使得制导参数为变质心飞行器飞行状态偏差量的函数，在变质心飞行器受干扰作用时保证制导精度，最后基于需用过载与可用过载关系确定制导指令即滚转角指令大小。本发明在最基本的比例制导律的基础上，增加考虑落角和落速约束的增广项，实现弹道抬升和降低，保证落角和落速约束同时满足，在此基础上对增广项系数进行鲁棒性扩维设计，使增广项作用大小与飞行器当前飞行状态和标称状态的偏差相关，实现制导方法强鲁棒特性，是一种形式简单具有良好工程应用性能的变质心飞行器强鲁棒制导方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种面向变质心飞行器的工程化再入制导方法，其特点是包括以下步骤：

步骤一、比例制导律增广。

定义地面坐标系为ex_ey_ez_e，简记为e：原点e取初始时刻飞行器质心o在地面投影点；ey_e在地心O_E与飞行器质心o的连线上，指向飞行器质心o为正；而ex_e在过e点垂直于ey_e的平面内，指向目标点；ex_ey_ez_e构成右手直角坐标系。

定义视线坐标系oξ_oη_oζ_o，简记为S：原点在飞行器质心o处；oξ_o由飞行器质心指向目标点；oζ_o在水平面内，即在e-xz平面内，且与oξ_o轴垂直，沿着oξ_o正向看去向右为正，oη_o轴与oξ_o、oζ_o轴组成右手直角坐标系。

定义视线角高低角λ_D和视线方位角λ_T。λ_T是视线oξ_o在地平面上的投影与ox_e之间的夹角；λ_D是视线oξ_o与地平面之间夹角。

视线坐标系通过地面坐标系按2-3-1次序转动两次得到。记地面坐标系与视线坐标系之间的方向余弦矩阵为S_e：

[oξ_o oη_o oζ_o]^T＝S_e[x_e y_e z_e]^T (1)

其中，

设飞行器相对于地面坐标系的速度矢量转动角速度在视线坐标系中的投影为 和根据坐标系转换矩阵得到：

其中，θ为弹道倾角，和分别为弹道倾角角速度、弹道偏角角速度。

联立式(2)和式(3)得到

在基本比例制导律的基础上设计增广项，使速度方向变化率和视线角速度满足：

其中，视线角和角速度λ_D、和由飞行器导引系统提供。K_LD(λ_D-γ_DF)/T_g为增广项，用于调节末端弹道倾角大小，实现飞行弹道的抬升和下压，用于调节落速和落角。K_GD、K_GT为基本比例制导参数，K_LD为增广项制导参数，其取值随着高度降低进行切换；γ_DF为落角落速约束决定的参数；T_g为当前弹目距离R和飞行速度V估算的剩余飞行时间。

步骤二、制导系数扩维设计。

对制导系数K_LD进行鲁棒性扩维设计，以提高变质心固定配平型飞行器在多种偏差因素综合作用下的鲁棒性，设计如下：

式中，h_i(i＝1,…,n)是选取的制导系数K_LD切换高度，且h₁＞…h_i＞h_i+1…＞h_n，各切换高度值均在初始高度和落点之间，即h₁＜h₀和h_n＞0满足，其中h₀为飞行器初始高度；是标称条件下切换高度h_i(i＝1,…,n)处的制导系数K_LD的取值；是初始再入弹道倾角标称值；θ₀是初始再入弹道倾角实际值；分别为标称条件下飞行器在制导系数切换高度h_i处的弹道倾角和速度大小；θ_i、V_i(i＝1,…,n)分别为实际飞行过程中飞行器在制导系数切换高度h_i处的实际弹道倾角和速度大小；K_θi、K_Vi(i＝1,…,n)是制导系数切换高度处的偏差修正系数，用于提高增广比例制导律的鲁棒性，其取值均为非负值。

增广律比例制导律的增广项系数K_LD进行鲁棒性扩维设计如式(6)，该系数是飞行器当前飞行速度、弹道倾角和典型高度点上标称飞行速度、弹道倾角偏差的函数，依据飞行器在不同高度点上的飞行状态偏差量修正弹道，保证落角、落速末端约束满足。

以上变质心固定配平型飞行器从初始再入到最终落地的飞行过程中，在各制导系数切换高度处仅进行一次切换。

步骤三、速度滚转角指令确定。

基于增广比例制导律式(5)得到需用的速度方向转动角速度代入式(4)得到需用的弹道倾角和弹道偏角的角速度和分别为：

依据飞行器动力学规律得知法向需用过载n_yc和侧向需用过载n_zc由弹道倾角θ、弹道偏角ψ_V基于重力加速度g等计算得到：

由于固定配平型变质心飞行器仅以速度倾侧角为控制量，升力大小无法控制，而以上给出的增广比例制导需要两个相互独立的控制量n_yc、n_zc。为了将增广比例制导律应用于固定配平型变质心飞行器，利用以下公式将n_yc和n_zc转换为速度倾侧角指令：

式中，γ_vc为速度倾侧角指令；n_t为固定配平型飞行器可实现的最大径向过载n_t＝Y/(M_tg)，即垂直于弹体纵轴方向的合过载，其中Y为飞行器受到的法向合外力，M_tg为飞行器总重量；arctan2(·)函数为：

式(9)的物理意义是：当可用径向总过载n_t小于需用总过载时，使径向总过载方向与需用总过载方向重合；当可用径向总过载大于需用总过载时，将可用径向总过载沿需用总过载方向和需用总过载垂直方向进行分解，并且使沿需用总过载方向的分量与需用总过载矢量相等。

本发明的有益效果是：该方法基于工程中最常见的比例制导律，将变质心飞行器落速落角约束转化为一增广项，进一步对该增广项参数进行鲁棒性扩维设计，使得制导参数为变质心飞行器飞行状态偏差量的函数，在变质心飞行器受干扰作用时保证制导精度，最后基于需用过载与可用过载关系确定制导指令即滚转角指令大小。本发明在最基本的比例制导律的基础上，增加考虑落角和落速约束的增广项，实现弹道抬升和降低，保证落角和落速约束同时满足，在此基础上对增广项系数进行鲁棒性扩维设计，使增广项作用大小与飞行器当前飞行状态和标称状态的偏差相关，实现制导方法强鲁棒特性，是一种形式简单具有良好工程应用性能的变质心飞行器强鲁棒制导方法。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细说明。

附图说明

图1是本发明方法实施例中标称条件下三自由度质点仿真曲线。

图2是本发明方法实施例中拉偏条件下的蒙特卡洛打靶仿真结果。

具体实施方式

参照图1-2。本发明面向变质心飞行器的工程化再入制导方法具体步骤如下：

1、比例制导律增广。

定义地面坐标系为ex_ey_ez_e(简记为e)：原点e取初始时刻飞行器质心o在地面投影点；ey_e在地心O_E与飞行器质心o的连线上，指向飞行器质心o为正；而ex_e在过e点垂直于ey_e的平面内，指向目标点；ex_ey_ez_e构成右手直角坐标系。

定义视线坐标系oξ_oη_oζ_o(简记为S)：原点在飞行器质心o处；oξ_o由飞行器质心指向目标点；oζ_o在水平面内，即在e-xz平面内，且与oξ_o轴垂直，沿着oξ_o正向看去向右为正，oη_o轴与oξ_o、oζ_o轴组成右手直角坐标系。

定义视线角高低角λ_D和视线方位角λ_T，λ_T是视线oξ_o在地平面上的投影与ox_e之间的夹角；λ_D是视线oξ_o与地平面之间夹角。

视线坐标系可通过地面坐标系按2-3-1次序转动两次得到。记地面坐标系与视线坐标系之间的方向余弦矩阵为S_e：

[oξ_o oη_o oζ_o]^T＝S_e[x_e y_e z_e]^T (1)

其中：

设飞行器相对于地面坐标系的速度矢量转动角速度在视线坐标系中的投影为 和根据坐标系转换矩阵可得：

其中，θ为弹道倾角，和分别为弹道倾角角速度、弹道偏角角速度。

联立式(2)和式(3)，可得

在基本比例制导律的基础上设计增广项，使速度方向变化率和视线角速度满足：

其中，视线高低角λ_D、视线高低角速度视线方位角速度由飞行器导引头给出。

剩余飞行时间T_g由当前弹目距离R和当前飞行器飞行速度V进行估算：

取制导系数为K_GD＝2，K_LD＝2；落角约束要求落点当地弹道倾角θ_Local＜-30°，落速要求满足V_f＞500m/s，此时设置增广项中的落角约束相关参数为γ_DF＝-60°。增广项制导系数在多个高度点处进行切换，本算例中在70km、30km、20km、10km四个高度点上切换，给出增广项制导参数的标称量取值如表1所示。

表1算例中增广项制导系数标称量的取值

2、制导系数扩维设计。

制导系数中K_LD的选取对终端精度、角度和速度能否满足要求起着至关重要的作用，因此为提高变质心固定配平型飞行器在多种偏差因素综合作用下的鲁棒性，对制导系数K_LD进行鲁棒性扩维设计如下：

式中，h_i(i＝1,…,n)——选取的制导系数K_LD切换高度，且h₁＞…h_i＞h_i+1…＞h_n，各切换高度值均在初始高度和落点之间，即h₁＜h₀和h_n＞0满足，h₀为飞行器再入初始高度；

——标称条件下切换高度h_i(i＝1,…,n)处的制导系数K_LD的取值；

——初始再入弹道倾角标称值；

θ₀——初始再入弹道倾角实际值；

——分别为标称条件下飞行器在制导系数切换高度h_i处的弹道倾角和速度；

θ_i、V_i(i＝1,…,n)——分别为实际飞行过程中飞行器在制导系数切换高度h_i处的实际弹道倾角和速度；

K_θi、K_Vi(i＝1,…,n)——制导系数切换高度处的偏差修正系数。

引入质量偏差、惯量偏差、气动力(力矩)偏差、大气密度偏差以及飞行器再入初始飞行状态偏差，扩维设计的制导系数具体取值如表2所示。

表2鲁棒性设计制导参数

3、速度滚转角指令确定。

基于增广比例制导律式(5)得到需用的速度方向转动角速度代入式(4)可得到需用的弹道倾角和弹道偏角的角速度和分别为：

依据飞行器动力学规律可知法向需用过载n_yc和侧向需用过载n_zc分别为：

确定算例固定配平型飞行器当前飞行状态下的配平攻角大小，确定可实现的最大径向总过载为n_t。根据n_yc、n_zc和n_t的大小关系确定速度倾侧角制导指令为：

其中：

基于标称条件设计制导参数，将设计的增广比例制导律应用于算例固定配平型变质心飞行器再入制导，进行三自由度弹道仿真，仿真结果如表3，仿真曲线如附图1所示，从附图1中看到标称飞行条件下的三自由度仿真可以满足落角、落速、落点精度多约束条件。

表3标称条件下三自由度仿真结果

对算例固定配平型变质心飞行器进行10000次蒙特卡洛打靶仿真，结果如附图2所示，从附图2中看到：算例固定配平变质心飞行器的落点CEP约为5m；落速大于500m/s的百分比约为97.6％，飞行器落角小于-30°的百分比约为100％。可见，本发明面向变质心飞行器提出的工程化再入制导方法，在实现期望的落角落速约束的基础上，对各类偏差干扰具有较强的鲁棒性，保证固定配平型变质心飞行器较高末端精度。

Claims (1)

1.一种面向变质心飞行器的工程化再入制导方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤一、比例制导律增广；

定义地面坐标系为ex_ey_ez_e，简记为e：原点e取初始时刻飞行器质心o在地面投影点；ey_e在地心O_E与飞行器质心o的连线上，指向飞行器质心o为正；而ex_e在过e点垂直于ey_e的平面内，指向目标点；ex_ey_ez_e构成右手直角坐标系；

定义视线坐标系oξ_oη_oζ_o，简记为S：原点在飞行器质心o处；oξ_o由飞行器质心指向目标点；oζ_o在水平面内，即在e-xz平面内，且与oξ_o轴垂直，沿着oξ_o正向看去向右为正，oη_o轴与oξ_o、oζ_o轴组成右手直角坐标系；

定义视线角高低角λ_D和视线方位角λ_T；λ_T是视线oξ_o在地平面上的投影与ox_e之间的夹角；λ_D是视线oξ_o与地平面之间夹角；

视线坐标系通过地面坐标系按2-3-1次序转动两次得到；记地面坐标系与视线坐标系之间的方向余弦矩阵为S_e：

[oξ_o oη_o oζ_o]^T＝S_e[x_e y_e z_e]^T (1)

其中：

设飞行器相对于地面坐标系的速度矢量转动角速度在视线坐标系中的投影为 和根据坐标系转换矩阵得到：

其中，θ为弹道倾角，和分别为弹道倾角角速度、弹道偏角角速度；

联立式(2)和式(3)得到

在基本比例制导律的基础上设计增广项，使速度方向变化率和视线角速度满足：

其中，视线角和角速度λ_D、和由飞行器导引系统提供；K_LD(λ_D-γ_DF)/T_g为增广项，用于调节末端弹道倾角大小，实现飞行弹道的抬升和下压，用于调节落速和落角；K_GD、K_GT为基本比例制导参数，K_LD为增广项制导参数，其取值随着高度降低进行切换；γ_DF为落角落速约束决定的参数；T_g为当前弹目距离R和飞行速度V估算的剩余飞行时间；

步骤二、制导系数扩维设计；

对制导系数K_LD进行鲁棒性扩维设计，以提高变质心固定配平型飞行器在多种偏差因素综合作用下的鲁棒性，设计如下：

式中，h_i(i＝1,…,n)是选取的制导系数K_LD切换高度，且h₁＞…h_i＞h_i+1…＞h_n，各切换高度值均在初始高度和落点之间，即h₁＜h₀和h_n＞0满足，其中h₀为飞行器初始高度；是标称条件下切换高度h_i(i＝1,…,n)处的制导系数K_LD的取值；是初始再入弹道倾角标称值；θ₀是初始再入弹道倾角实际值；V_i ^*(i＝1,…,n)分别为标称条件下飞行器在制导系数切换高度h_i处的弹道倾角和速度大小；θ_i、V_i(i＝1,…,n)分别为实际飞行过程中飞行器在制导系数切换高度h_i处的实际弹道倾角和速度大小；K_θi、K_Vi(i＝1,…,n)是制导系数切换高度处的偏差修正系数，用于提高增广比例制导律的鲁棒性，其取值均为非负值；

增广律比例制导律的增广项系数K_LD进行鲁棒性扩维设计如式(6)，该系数是飞行器当前飞行速度、弹道倾角和典型高度点上标称飞行速度、弹道倾角偏差的函数，依据飞行器在不同高度点上的飞行状态偏差量修正弹道，保证落角、落速末端约束满足；

以上变质心固定配平型飞行器从初始再入到最终落地的飞行过程中，在各制导系数切换高度处仅进行一次切换；

步骤三、速度滚转角指令确定；

基于增广比例制导律式(5)得到需用的速度方向转动角速度代入式(4)得到需用的弹道倾角和弹道偏角的角速度和分别为：

依据飞行器动力学规律可知法向需用过载n_yc和侧向需用过载n_zc由弹道倾角θ、弹道偏角ψ_V基于重力加速度g等计算得到：

由于固定配平型变质心飞行器仅以速度倾侧角为控制量，升力大小无法控制，而以上给出的增广比例制导需要两个相互独立的控制量n_yc、n_zc；为了将增广比例制导律应用于固定配平型变质心飞行器，利用以下公式将n_yc和n_zc转换为速度倾侧角指令：

式中，γ_vc为速度倾侧角指令；n_t为固定配平型飞行器可实现的最大径向过载n_t＝Y/(M_tg)，即垂直于弹体纵轴方向的合过载，其中Y为飞行器受到的法向合外力，M_tg为飞行器总重量；arctan2(·)函数为：

式(9)的物理意义是：当可用径向总过载n_t小于需用总过载时，使径向总过载方向与需用总过载方向重合；当可用径向总过载大于需用总过载时，将可用径向总过载沿需用总过载方向和需用总过载垂直方向进行分解，并且使沿需用总过载方向的分量与需用总过载矢量相等。