CN110823016A - 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法 - Google Patents

Abstract

一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤：计算目标坐标系下的弹目视线转率；计算目标坐标系下的需求速度转率；目计算标坐标系下的需求过载；根据弹体外形结构的对称类型，确定控制指令并发送给下一级自控系统。本发明解决了传统比例导引在过顶攻击时存在的奇异问题，适用于各种精确打击飞行任务。

Description

一种转捩研究用高精度三维空间制导方法

技术领域

本发明涉及一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，属于飞行器制导技术领域。

背景技术

转捩研究用再入飞行器涉及多种攻击模式，如俯冲、水平转弯、过顶、迂回等攻击方式，这就要求末端精确打击的制导策略能否适应上述各种飞行模式。而传统的精确打击采用二维比例导引策略，该导引策略需要建立垂直于速度的半速度坐标系，而因速度为动坐标系，必然存在某些速度方向导致半速度坐标系无法定义的问题，如在过顶攻击时因速度矢量与地心矢径平行造成当地地心半速度坐标系无法定义，在水平转弯机动时因速度矢量与发射系或发射惯性系的OXY平面垂直造成相对发射系或发射惯性系定义的半速度坐标系无法定义；另外，二维比例导引涉及到坐标系的转换次序，同样必然存在一些情况导致角度奇异，例如在过顶攻击时二维比例导引存在角度奇异问题。这些问题都降低了二维比例导引技术的通用性。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，传统比例导引在过顶攻击时存在的奇异问题，适用于各种精确打击飞行任务。

本发明的技术方案是：

一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤如下：

1)根据弹体当前的实时速度弹体当前位置相对于打击目标位置的矢量

确定目标坐标系下的弹目视线转率矢量

2)根据弹着时刻速度倾角约束γ_DF与弹着时刻速度偏角约束γ_TF、弹体当前的实时速度

弹体当前位置相对于打击目标位置的矢量

确定目标坐标系下的需求速度转率矢量

3)根据弹体克服重力的过载需求

弹体当前的实时速度

以及步骤2)所述需求速度转率矢量

确定目标坐标系下的弹体的需求过载

4)判断弹体外形结构的对称类型，若为轴对称结构则进入步骤5)，若为面对称结构且非轴对称结构则进入步骤7)；

5)根据弹体坐标系到目标坐标系的转换矩阵

和步骤3)所述目标坐标系下的弹体的需求过载

获得弹体坐标系下弹体的需求过载

并进入步骤6)；

6)根据步骤5)所述弹体坐标系下弹体的需求过载

确定弹体攻角指令α、侧滑角指令β；

7)根据弹体当前的实时速度

和步骤3)所述目标坐标系下的弹体的需求过载

确定攻角指令α_cx并进入步骤8)；

8)根据目标坐标系到速度坐标系的方向余弦矩和发射坐标系到目标坐标系的方向余弦矩矩阵

确定发射坐标系到速度坐标系的方向余弦矩阵

根据

确定倾侧角指令υ_cx。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1)本发明针对轴对称/面对称飞行器质点运动控制机理，建立了可以适应任意飞行模式的三维空间导引制导模型，完整的过载控制需求与制导指令计算模型。

2)本发明提出的三维空间导引制导方法解决了传统二维比例导引存在的坐标系定义奇异问题，可实现厘米级打击精度。

3)本发明在速度坐标系建立了比例导引需求过载模型，解决了传统采用半速度坐标系存在过顶攻击的奇异问题。

附图说明

图1为本发明方法流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤如下：

1)根据弹体当前的实时速度

弹体当前位置相对于打击目标位置的矢量

确定目标坐标系下的弹目视线转率矢量

具体为：

2)根据弹着时刻速度倾角约束γ_DF与弹着时刻速度偏角约束γ_TF、弹体当前的实时速度

弹体当前位置相对于打击目标位置的矢量

确定需求速度转率矢量

所述弹着时刻为弹体攻击打击目标对应的时刻；

确定需求速度转率矢量

具体为：

其中，T_togo为剩余飞行时间。

3)根据弹体克服重力的过载需求

弹体当前的实时速度

以及步骤2)所述需求速度转率矢量

确定目标坐标系下的弹体的需求过载具体为：

其中，k₁＞1，k₂＞0，k₁、k₂为导引增益。

4)判断弹体外形结构的对称类型，若为轴对称结构则进入步骤5)，若为面对称结构且非轴对称结构则进入步骤7)；

5)根据弹体坐标系到目标坐标系的转换矩阵

和步骤3)所述目标坐标系下弹体的需求过载

获得弹体坐标系下弹体的需求过载

并进入步骤6)；确定弹体坐标系下弹体的需求过载

具体为：

6)根据步骤5)所述弹体坐标系下弹体的需求过载

确定弹体攻角指令α、侧滑角指令β，并输出弹体攻角指令α、侧滑角指令β给下一级自控系统；

确定弹体攻角指令α、侧滑角指令β，具体为：

其中，

为弹体侧向力系数对侧滑角的偏导数，S_ref为弹体的气动参考面积，q为弹体实时的飞行动压；N_yB为弹体的需求过载

在弹体坐标系Y轴上的分量，N_zB为弹体的需求过载

在弹体坐标系Z轴上的分量；m为弹体的质量；

7)根据弹体当前的实时速度

和步骤3)所述目标坐标系下的弹体的需求过载

确定攻角指令α_cx并进入步骤8)；确定攻角指令α_cx的方法，具体如下：

其中，N_yT表示弹体需求过载

在目标坐标系Y轴上的分量；m为弹体的质量，

为弹体升力系数对攻角的偏导数，α_cx0为弹体升力系数为零时对应的攻角，S_ref为弹体的气动参考面积，q为弹体实时的飞行动压。

8)根据目标坐标系到速度坐标系的方向余弦矩阵

和发射坐标系到目标坐标系的方向余弦矩矩阵

确定发射坐标系到速度坐标系的方向余弦矩阵

根据

确定倾侧角指令υ_cx，并输出攻角指令α_cx和倾侧角指令υ_cx给下一级自控系统；

确定倾侧角指令υ_cx，具体为：

其中，为发射点的地心矢径、为目标点地心矢径在发射坐标系的投影矢量。

实施例

步骤1：定义目标坐标系

目标坐标系T：坐标原点O_T在目标点；OY_T轴沿目标点地心矢径方向，指向地球外为正，OZ_T轴为垂直于目标点地心矢径与发射点地心矢径确立的平面，按照右手定则由发射点地心矢径转向目标点地心矢径方向为正；OX_T轴满足右手定则。

步骤2：目标坐标系下的弹目视线转率计算

弹体在目标系下的速度可以分解为两部分：

其中，

与弹体相对目标位置矢量

垂直，用以产生弹体相对于目标的转动，即需要对其施加控制的部分，即

沿弹体相对目标矢量

方向，用以改变弹目距离，即

由此可以得到目标坐标系下的弹目视线转率矢量

其中，

表示矢量叉乘；||·||表示矢量的模。

步骤3：目标坐标系下的需求速度转率计算

精确制导既要保证命中目标，又要保证落速有一定的方向。需求单位矢量在目标坐标系的投影可以表示如下：

其中，γ_DF、γ_TF分别为目标系下落角约束速度倾角与速度偏角。

为保证落角约束条件，即期望弹目视线方向与期望落地速度矢量方向一致。将弹体当前实时位置相对于打击目标位置的矢量作为弹目视线矢量

则弹目视线矢量至期望落点速度矢量之间的夹角为：弹目视线向量至期望落点速度矢量的需求速度转率方向可以表示为

则为了在剩余飞行时间内使弹目视线方向与期望落地速度矢量方向一致，可以得到需求速度转率矢量

表示如下：

其中，T_togo为剩余飞行时间，

步骤4：目标坐标系下的需求过载计算

目标坐标系下的需求过载包含了弹目视线转率、速度转率带来的过载需求

以及克服重力的过载需求

即：

其中，

k₁、k₂为导引增益，k₁和k₂均大于零。

当飞行器外形为面对称结构则进入步骤5-1，当飞行器外形为轴对称结构则进入步骤5-2；

步骤5-1：倾斜转弯(BTT)目标坐标系至速度坐标系方向余弦矩阵

面对称飞行器一般采用倾斜转弯(BTT，Bank To Turn)，对于BTT控制的飞行器而言，侧滑角为0，即需求过载垂直于速度系Z轴，即速度坐标系的Z轴垂直于需求过载与速度轴，由此可以得到目标坐标系至速度坐标系的方向余弦矩阵

步骤6-1：倾斜转弯(BTT)制导攻角指令计算

因攻角指令与需求速度系Y向过载成正比，同时考虑到飞行器的升力系数随攻角的变化基本上成线性关系，据此可以计算得到攻角指令，用于向下一级自控系统

其中，N_yT表示需求过载

的Y向分量；m、

α_cx0、S_ref、q分别为飞行器质量、气动升力系数对攻角导数、零升攻角、气动参考面积、飞行动压。

步骤7-1：倾斜转弯(BTT)制导倾侧角指令计算

依据方向余弦矩阵关系可以计算得到发射坐标系

至速度坐标系的方向余弦矩阵

其中

为发射坐标系至目标坐标系的方向余弦矩阵，其计算公式如下：

其中，

分别为发射点地心矢径、目标点地心矢径在发射坐标系的投影矢量。

依据欧拉角定义，可以计算出倾侧角指令：

其中，分别表示方向余弦矩阵

的第二行第三列、第三行第三列。

步骤5-2：侧滑转弯(STT)弹体系需求过载计算

轴对称飞行器一般采用侧滑转弯(STT，Slide To Turn)，对于STT控制的飞行器而言，速度坐标系下的需求过载由攻角、侧滑角产生。为了描述弹体姿态运动，需要对弹体坐标系与目标坐标系建立联系，即求得两者坐标转换关系通过方向余弦矩阵间的关系有

其中

为发射坐标系至弹体坐标系的方向余弦矩阵，由弹体姿态确定；

同上式。

根据上述方向余弦转换关系，结合前面得到的目标坐标系下的需求过载，可以得到：

步骤6-2：侧滑转弯(STT)制导指令计算

依据速度坐标系至弹体坐标系的方向余弦矩阵

以及弹体坐标系下的需求过载与速度坐标系下的需求过载之间的关系

可以得到以下关系：

其中，N_yB、N_zB分别为弹体系需求过载Y、Z向分量；L、Z分别为升力加速度、侧向力加速度。利用飞行器的气动特性可知，升力加速度近似与升力系数对攻角的导数成正比、侧向力加速度近似与侧向力系数对侧滑角的导数成正比，即：

式中，

S_ref、q分别为升力系数对攻角的导数、侧向力系数对侧滑角、气动参考面积、动压。

联合式(8)、(9)，可以计算出制导指令需求攻角、侧滑角如下：

其中：

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，包括步骤如下：

1)根据弹体当前的实时速度

弹体当前位置相对于打击目标位置的矢量

确定目标坐标系下的弹目视线转率矢量

2)根据弹着时刻速度倾角约束γ_DF与弹着时刻速度偏角约束γ_TF、弹体当前的实时速度

弹体当前位置相对于打击目标位置的矢量

确定目标坐标系下的需求速度转率矢量

3)根据弹体克服重力的过载需求弹体当前的实时速度

以及步骤2)所述需求速度转率矢量

确定目标坐标系下的弹体的需求过载

4)判断弹体外形结构的对称类型，若为轴对称结构则进入步骤5)，若为面对称结构且非轴对称结构则进入步骤7)；

5)根据弹体坐标系到目标坐标系的转换矩阵

和步骤3)所述目标坐标系下的弹体的需求过载

获得弹体坐标系下弹体的需求过载

并进入步骤6)；

6)根据步骤5)所述弹体坐标系下弹体的需求过载

确定弹体攻角指令α、侧滑角指令β；

7)根据弹体当前的实时速度

和步骤3)所述目标坐标系下的弹体的需求过载

确定攻角指令α_cx并进入步骤8)；

8)根据目标坐标系到速度坐标系的方向余弦矩和发射坐标系到目标坐标系的方向余弦矩矩阵

确定发射坐标系到速度坐标系的方向余弦矩阵

根据

确定倾侧角指令υ_cx。

2.根据权利要求1所述的一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，步骤1)所述确定目标坐标系下的弹目视线转率矢量

的方法，具体为：

3.根据权利要求1所述的一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，步骤2)所述确定目标坐标系下的需求速度转率矢量

的方法，具体为：

4.根据权利要求1所述的一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，步骤3)所述确定目标坐标系下的弹体的需求过载的方法，具体为：

其中，k₁＞1，k₂＞0，k₁、k₂为导引增益。

5.根据权利要求1所述的一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，所述弹着时刻为弹体攻击打击目标对应的时刻。

6.根据权利要求1～5任意之一所述的一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，步骤5)所述确定弹体坐标系下弹体的需求过载

的方法，具体为：

7.根据权利要求6所述的一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，步骤6)所述确定弹体攻角指令α、侧滑角指令β的方法，具体为：

其中，

为弹体侧向力系数对侧滑角的偏导数，S_ref为弹体的气动参考面积，q为弹体实时的飞行动压；N_yB为弹体的需求过载

在弹体坐标系Y轴上的分量，N_zB为弹体的需求过载

在弹体坐标系Z轴上的分量；m为弹体的质量。

8.根据权利要求1～5任意之一所述的一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，步骤7)所述确定攻角指令α_cx的方法，具体为：

其中，N_yT表示弹体需求过载

在目标坐标系Y轴上的分量；m为弹体的质量，

为弹体升力系数对攻角的偏导数，α_cx0为弹体升力系数为零时对应的攻角，S_ref为弹体的气动参考面积，q为弹体实时的飞行动压。

9.根据权利要求8所述的一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，其特征在于，步骤8)所述确定倾侧角指令υ_cx的方法，具体为：

其中，

为发射点的地心矢径、

为目标点地心矢径在发射坐标系的投影矢量。

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