CN112034879A - 一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于高度‑射程比的标准轨迹跟踪制导方法。步骤1确定飞行器的总射程，满足约束条件下的飞行器高度‑速度走廊；步骤2设计分段常值的制导律指令记为u(h)；步骤3预测‑校正法公式中得到终端射程f1和f2；步骤4在近似线性化假设的前提下计算增益k、参数h*、射程f*、更新参数τ；步骤5进行n次迭代计算，得到高度‑射程比的时间序列；步骤6：当再入飞行器飞行过程中受到外部干扰、初始条件具有不确定性时，通过控制量的修正值Δu从而提高制导精度；步骤7：再入飞行器受到外部干扰、初始条件具有不确定性时的制导律指令形式。本发明为了解决欠驱动再入飞行器系统的标准轨迹跟踪的问题，将纵向和侧向平面结合，引入高度‑射程比的概念来解决问题。

Description

一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法
技术领域
本发明属于的飞行器导航、制导与控制技术领域；具体涉及一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法。
背景技术
再入飞行器由于在飞行过程中所受到的气动力摄动、风干扰等影响，对于其飞行状态会造成相应的影响；为了能够在飞行器受到外部干扰的情况下仍可以精确地跟踪目标，再入飞行器的制导律设计就显得尤为重要；标准轨迹法作为常用的制导方法之一，通过与标准轨迹中状态量的比较，得到控制量的修正值，从而提高制导精度。
然而在飞行器实际的飞行过程中，由于执行器限制或故障情况的发生，飞行器可能处于欠驱动的情况，对于欠驱动形式的再入飞行器系统，传统的标准轨迹跟踪方法，难以得到同时满足纵向平面和侧向平面的制导律指令修正量，从而导致控制器失效或控制精度下降；于是需要针对该类情况的制导方法，以满足提高制导精度的需求。
发明内容
本发明为了解决针对欠驱动再入飞行器系统的标准轨迹跟踪问题，针对这一问题，将纵向和侧向平面结合，通过引入高度-射程比的概念，提出一种跟踪横纵射程比的标准轨迹跟踪方法，适用于具有欠驱动特点的再入飞行器的制导方法设计。
本发明通过以下技术方案实现：
一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法，所述方法包括如下步骤：
步骤1：根据飞行器的初始状态和终止期望状态，确定飞行器的总射程，并根据飞行器飞行过程中受到的过载、动压约束得到满足约束条件下的飞行器高度-速度走廊；
步骤2：确定速度走廊后，再结合飞行器飞行高度对应的气动力控制能力的情况，设计分段常值的制导律指令记为u(h)；
步骤3：将u(h)输入预测-校正法公式中得到终端射程f1和f2；
步骤4：在近似线性化假设的前提下计算增益k，并根据期望射程f0计算更新后的参数h*，计算此时的射程f*，并进行参数τ的更新；
步骤5：步骤3和步骤4进行n次迭代计算，当|f*-f0|≤ε时(ε为设计精度)，结束预测-校正计算，得到标准轨迹，并记录每一时刻下降高度与射程的时间序列，从而得到高度-射程比的时间序列；
步骤6：当再入飞行器飞行过程中受到外部干扰、初始条件具有不确定性时，通过每一时刻的实际高度-射程比λ与标准轨迹的高度-射程比λ0进行比较，得到差值λ-λ0，并通过相应的映射关系得到控制量的修正值Δu＝g(λ-λ0)从而提高制导精度；
步骤7：根据步骤6中计算得到的制导指令修正值Δu，得到再入飞行器受到外部干扰、初始条件具有不确定性时的制导律指令形式。
进一步的，所述步骤4中计算增益k具体为k＝(f1-f2)/(τ1-τ2)，所述计算更新后的参数h*具体为
Figure BDA0002320147220000021
进一步的，所述步骤4中的进行参数τ的更新步骤为：
步骤4.1：初始化飞行器状态量，制导律参数τ；
步骤4.2：计算/更新制导律指令u(h)的参数τ；
步骤4.3：计算截止高度处的飞行器射程；
步骤4.4：飞行器与目标点的距离是否满足精度要求，如果满足则计算得到制导律指令，如果不满足则回到步骤4.2。
进一步的，所述步骤7中制导律指令u(h)形式为，
Figure BDA0002320147220000022
其中，u1表示为u1＝γc1为控制量，u2表示为u2＝γc2为控制量。
本发明的有益效果是：
(1)本发明实现了针对于具有欠驱动特点的再入飞行器的标准轨迹跟踪，提高了该类飞行器在飞行过程中受到外部干扰以及飞行任务初始条件不确定性情况下的制导精度。
(2)本发明结合了预测-校正和标准轨迹跟踪两种制导方法，被跟踪指令形式简单，计算量小；同时，结合了离线计算和在线计算，提高了制导指令的计算效率。
附图说明
附图1是本发明的流程图。
附图2是本发明的再入飞行器制导系统控制框图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
期望状态和初始状态均传输至迭代控制器，所述迭代控制器将标准高度射程的标准高度-射程比减去再入飞行器返回的高度-射程比后，再相加到标准轨迹跟踪制导律，所述标准轨迹跟踪制导律传输制导指令至再入飞行器。
迭代控制器是基于预测-校正法的，标准轨迹跟踪制导律是基于高度-射程比的。
实施例1
一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法，所述方法包括如下步骤：
步骤1：根据飞行器的初始状态和终止期望状态(包括速度、位置)，确定飞行器的总射程，并根据飞行器飞行过程中受到的过载、动压约束得到满足约束条件下的飞行器高度-速度走廊(再入走廊)；
Figure BDA0002320147220000031
Figure BDA0002320147220000032
其中，nmax为允许最大过载；mT为飞行器质量；S为飞行器特征面积；Cy为气动力系数；qmax为允许最大动压；ρ为大气密度；
由于上式中的大气密度与气动力系数均可描述为高度的函数，所以可以根据以上公式计算得到不同高度下的最大速度，得到再入走廊的上边界vmax；
最后得到设计过程中需要的再入走廊区域{v|v≤vmax}，
Figure BDA0002320147220000033
步骤2：确定速度走廊后，再结合飞行器飞行高度对应的气动力控制能力的情况，设计分段常值的制导律指令记为u(h)；具体表达式为
Figure BDA0002320147220000034
其中，h0为切换高度；
步骤3：将u(h)输入预测-校正法公式中得到终端射程f1和f2；
首先选取初始参数h1和h2(h1＞h2)，根据微分方程组采用4阶龙格库塔法进行积分，得到初始点和落点位置分别记为P0(λ0,φ0,h0),Pt1(λt1,φt1,0),Pt2(λt2,φt2,0)，近似计算终止点(高度达到结束条件)处的射程f1和f2；
Figure BDA0002320147220000041
fi＝r|λ0-λti|，i＝1,2
其中，Rx，Ry，Rz为气动力；gx，gy，gz为重力加速度；mT为飞行器质量；r为地球平均半径；
步骤4：在近似线性化假设的前提下计算增益k，并根据期望射程f0计算更新后的参数h*，计算此时的射程f*，并进行参数τ的更新；
步骤5：步骤3和步骤4进行n次迭代计算，当|f*-f0|≤ε时(ε为设计精度)，结束预测-校正计算，得到标准轨迹，并记录每一时刻下降高度与射程的时间序列，从而得到(下降)高度-射程比的时间序列；
步骤6：当再入飞行器飞行过程中受到外部干扰、初始条件具有不确定性时，通过每一时刻的实际高度-射程比λ与标准轨迹的高度-射程比λ0进行比较，得到差值λ-λ0，并通过相应的映射关系得到控制量的修正值Δu＝g(λ-λ0)从而提高制导精度；其中参数k＜0，此实例中采用线性形式的修正方案。
步骤7：根据步骤6中计算得到的制导指令修正值Δu，得到再入飞行器受到外部干扰、初始条件具有不确定性时的制导律指令形式。
进一步的，所述步骤4中计算增益k具体为k＝(f1-f2)/(τ1-τ2)，所述计算更新后的参数h*具体为
Figure BDA0002320147220000042
进一步的，具体更新逻辑参见图1；所述步骤4中的进行参数τ的更新步骤为：
步骤4.1：初始化飞行器状态量，制导律参数τ；
步骤4.2：计算/更新制导律指令u(h)的参数τ；
步骤4.3：计算截止高度处的飞行器射程；
步骤4.4：飞行器与目标点的距离是否满足精度要求，如果满足则计算得到制导律指令，如果不满足则回到步骤4.2。
进一步的，所述步骤7中制导律指令u(h)形式为，
Figure BDA0002320147220000051
其中，u1表示为u1＝γc1为控制量，u2表示为u2＝γc2为控制量。
更具体为
Figure BDA0002320147220000052
能够适用于变质心再入飞行器初始条件存在不确定情况下的制导律设计，能够满足制导精度的需要。同时，本实例修正量确定的过程中采用的线性形式的修正方案，所用参数较少，便于工程中的应用。
实施例2
如：变质心再入飞行器气动环境存在不确定性情况下的标准轨迹跟踪制导方法，所述方法包括如下步骤：
步骤1：根据飞行器的初始状态和终止期望状态(包括速度、位置)，确定飞行器的总射程，并根据飞行器飞行过程中受到的过载、动压约束得到满足约束条件下的飞行器高度-速度走廊(再入走廊)；
Figure BDA0002320147220000053
Figure BDA0002320147220000054
其中，nmax为允许最大过载；mT为飞行器质量；S为飞行器特征面积；Cy为气动力系数；qmax为允许最大动压；ρ为大气密度；
由于上式中的大气密度与气动力系数均可描述为高度的函数，所以可以根据以上公式计算得到不同高度下的最大速度，得到再入走廊的上边界vmax。
最后得到设计过程中需要的再入走廊区域{v|v≤vmax}，
Figure BDA0002320147220000061
步骤2：确定速度走廊后，再结合飞行器飞行高度对应的气动力控制能力的情况，设计分段常值的制导律指令记为u(h)，具体表达式为：
Figure BDA0002320147220000062
其中，h0为切换高度。
步骤3：将u(h)输入预测-校正法公式中得到终端射程f1和f2；首先选取初始参数h1和h2(h1＞h2)，根据微分方程组采用4阶龙格库塔法进行积分，得到初始点和落点位置分别记为P0(λ0,φ0,h0),Pt1(λt1,φt1,0),Pt2(λt2,φt2,0)，近似计算终止点(高度达到结束条件)处的射程f1和f2；
Figure BDA0002320147220000063
fi＝r|λ0-λti|，i＝1,2
其中，Rx，Ry，Rz为气动力；gx，gy，gz为重力加速度；mT为飞行器质量；r为地球平均半径。
步骤4：在近似线性化假设的前提下计算增益k，并根据期望射程f0计算更新后的参数h*，计算此时的射程f*，并进行参数τ的更新；
步骤5：步骤3和步骤4进行n次迭代计算，当|f*-f0|≤ε时(ε为设计精度)，结束预测-校正计算，得到标准轨迹，并记录每一时刻下降高度与射程的时间序列，从而得到高度-射程比的时间序列；
步骤6：当再入飞行器飞行过程中受到外部干扰、初始条件具有不确定性时，通过每一时刻的实际高度-射程比λ与标准轨迹的高度-射程比λ0进行比较，得到差值λ-λ0，并通过相应的映射关系得到控制量的修正值Δu＝f(h)(λ-λ0)从而提高制导精度，其中函数f(h)可由已有的仿真实验结果拟合得到，此实例中采用多项式形式的修正方案；
步骤7：根据步骤6中计算得到的制导指令修正值Δu，得到再入飞行器受到外部干扰、初始条件具有不确定性时的制导律指令形式。
进一步的，所述步骤4中计算增益k具体为k＝(f1-f2)/(τ1-τ2)，所述计算更新后的参数h*具体为
Figure BDA0002320147220000071
进一步的，所述步骤4中的进行参数τ的更新步骤为：
步骤4.1：初始化飞行器状态量，制导律参数τ；
步骤4.2：计算/更新制导律指令u(h)的参数τ；
步骤4.3：计算截止高度处的飞行器射程；
步骤4.4：飞行器与目标点的距离是否满足精度要求，如果满足则计算得到制导律指令，如果不满足则回到步骤4.2。
进一步的，所述步骤7中制导律指令u(h)形式为，
Figure BDA0002320147220000072
其中，u1表示为u1＝γc1为控制量，u2表示为u2＝γc2为控制量。
更具体为：
Figure BDA0002320147220000073
能够适用于变质心再入飞行器气动环境存在不确定情况下的制导律设计，能够满足制导精度的需要。同时，本实例修正量确定的过程中采用的多项式形式的修正方案，拟合难度相对较低，便于工程中的应用。

Claims (4)

1.一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤1：根据飞行器的初始状态和终止期望状态，确定飞行器的总射程，并根据飞行器飞行过程中受到的过载、动压约束得到满足约束条件下的飞行器高度-速度走廊；
步骤2：确定速度走廊后，再结合飞行器飞行高度对应的气动力控制能力的情况，设计分段常值的制导律指令记为u(h)；
步骤3：将u(h)输入预测-校正法公式中得到终端射程f1和f2；
步骤4：在近似线性化假设的前提下计算增益k，并根据期望射程f0计算更新后的参数h*，计算此时的射程f*，并进行参数τ的更新；
步骤5：步骤3和步骤4进行n次迭代计算，当|f*-f0|≤ε时，结束预测-校正计算，得到标准轨迹，并记录每一时刻下降高度与射程的时间序列，从而得到高度-射程比的时间序列；
步骤6：当再入飞行器飞行过程中受到外部干扰、初始条件具有不确定性时，通过每一时刻的实际高度-射程比λ与标准轨迹的高度-射程比λ0进行比较，得到差值λ-λ0，并通过相应的映射关系得到控制量的修正值Δu＝g(λ-λ0)从而提高制导精度；
步骤7：根据步骤6中计算得到的制导指令修正值Δu，得到再入飞行器受到外部干扰、初始条件具有不确定性时的制导律指令形式。
2.根据权利要求1所述一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法，其特征在于，所述步骤4中计算增益k具体为k＝(f1-f2)/(τ1-τ2)，所述计算更新后的参数h*具体为
Figure FDA0002320147210000011
3.根据权利要求1所述一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法，其特征在于，所述步骤4中的进行参数τ的更新步骤为：
步骤4.1：初始化飞行器状态量，制导律参数τ；
步骤4.2：计算/更新制导律指令u(h)的参数τ；
步骤4.3：计算截止高度处的飞行器射程；
步骤4.4：飞行器与目标点的距离是否满足精度要求，如果满足则计算得到制导律指令，如果不满足则回到步骤4.2。
4.根据权利要求1所述一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法，其特征在于，所述步骤7中制导律指令u(h)形式为，
Figure FDA0002320147210000021
其中，u1表示为u1＝γc1为控制量，u2表示为u2＝γc2为控制量。
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