CN114167885A - 一种升力式飞行器多模式解析制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种升力式飞行器多模式解析制导方法，对关注终端高度和速度的控制精度、不关注中间过程约束的飞行任务，运用速度‑高度控制模式进行解析制导；对既关注终端高度和速度的控制精度、又关注中间过程约束的飞行任务，运用阶梯高度控制模式进行解析制导；对关注终端高度和侧向控制的控制精度、不关注速度控制的飞行任务，运用高度‑侧向控制进行解析制导。本发明可摆脱对参考轨迹和攻角剖面的依赖，计算量很小，降低对器上计算机的要求，可快速生成制导指令，根据不同的任务需求，可实现对终端高度、终端速度、侧向参数的高精度控制。

Description

一种升力式飞行器多模式解析制导方法

技术领域

本发明属于控制技术领域，涉及一种升力式飞行器多模式解析制导方法，用于解决升力式飞行器滑翔段制导问题。

背景技术

升力式飞行器在大气层内的滑翔飞行段一般有初始能量过剩、准平衡滑翔、倾侧转弯和无动力等特点。其制导任务通常是使飞行器在到达给定的待飞纵程时将其高度、速度、航迹方向角、弹道倾角等多个参数控制到期望的值。当前常见的轨迹跟踪制导和预测校正制导都未能圆满解决再入制导问题，各制导方法的主要优点和不足见下表。

再入制导方法综合评价

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种升力式飞行器多模式解析制导方法。

本发明的技术解决方案是：

一种升力式飞行器多模式解析制导方法，对关注终端高度和速度的控制精度、不关注中间过程约束的飞行任务，运用速度-高度控制模式进行解析制导；对既关注终端高度和速度的控制精度、又关注中间过程约束的飞行任务，运用阶梯高度控制模式进行解析制导；对关注终端高度和侧向控制的控制精度、不关注速度控制的飞行任务，运用高度-侧向控制进行解析制导。

速度-高度控制模式时解析制导包括如下步骤：

在每个制导周期实时设计出满足终端速度约束的阻力加速度指令，靠改变攻角进行跟踪；将比例导引应用于滑翔段，通过纵向比例导引生成航迹坐标系的纵向升力加速度指令，靠改变倾侧角进行跟踪；

侧向采用基于偏差走廊的bang-bang控制；根据攻角对轴向过载的导数确定增量形式的攻角指令的增益系数；

具体步骤如下：

1.1)在每个制导周期实时计算阻力加速度指令；

1.2)根据阻力加速度指令在每个制导周期实时计算攻角指令；

1.3)通过纵向比例导引在每个制导周期实时计算航迹坐标系下的纵向升力加速度指令；

1.4)根据纵向升力加速度指令在每个制导周期实时计算倾侧角指令；

1.5)确定倾侧角的正负号。

所述步骤1.2)中，攻角指令α^*以增量形式按下式计算：

式中f_x、f_y为飞行器本体系x轴和y轴的视加速度，α_gx为当前攻角，由于攻角真实值难以精确测量，所以使用惯性值代替，惯性值是在忽略风速的情况下由飞行器的地速和姿态角的导航值计算出的攻角估计值，k_α为增益系数，

为1.1)计算得到的阻力加速度指令。

k_α按如下方法确定：

根据飞行器的气动数据库，通过差分计算得到阻力系数对攻角的导数

随当前马赫数M_a和当前攻角α_gx变化的二维插值表；a_x为当前阻力系数；

在每个制导周期，由当前攻角α_gx和当前马赫数M_a通过二维插值计算得到当前阻力系数对攻角的导数

按如下公式计算k_α：

式中，q为当前动压，S为飞行器参考面积，S为飞行器参考面积，

为攻角变化律，T为制导周期，m为飞行器质量。

阶梯高度控制模式时解析制导包括如下步骤：

2.1)在每个制导周期实时确定攻角指令；

2.2)在每个制导周期实时计算倾侧角指令。

所述步骤2.2)的实现方式如下：

采用固定攻角剖面，设置多个虚拟目标点，每个虚拟目标点包括待飞纵程、期望高度两个参数；

在每个制导周期，计算飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i与飞行器的相对位置和相对速度，其中ΔX_i为x方向的相对位置、ΔY_i为y方向的相对位置、ΔV_iX为x方向的相对速度、ΔV_iY为y方向的相对速度，按下式计算：

其中，L_f,i为飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i的制导终端纵程，L₀为当前待飞纵程，h_f,i为飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i的终端高度，h₀为当前高度；v₀为飞行器当前对地速度，θ为飞行器当前在当地的弹道倾角。

高度-侧向控制模式时解析制导包括如下步骤：

3.1)在每个制导周期实时计算航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令；

3.2)在每个制导周期实时计算航迹坐标系所需的侧向升力加速度指令；

3.3)在每个制导周期实时计算总升力加速度指令；

3.4)在每个制导周期实时计算增量形式攻角指令；

3.5)在每个制导周期实时计算倾侧角指令。

所述步骤3.2)中，航迹坐标系所需的侧向升力加速度指令

按下式计算

其中χ_t为飞行器当前的航迹方向角，A_t为从当前飞行器到目标的大地方位角，χ_t和A_t都以指向当地正北为零，以自北向东方向偏转为正；v₀为飞行器当前对地速度，t_left为估计的剩余飞行时间。

若t_left<0.3，则取t_left＝0.3，v_f为期望终端速度。

总升力加速度指令a^*按下式计算

为航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

本发明可摆脱对参考轨迹和攻角剖面的依赖，计算量很小，降低对器上计算机的要求，可快速生成制导指令，实现兼顾终端高度和终端速度，对终端高度和终端速度等参数实现高精度控制。

三种控制模式分别用于不同飞行任务，具体如下：

速度-高度控制模式：终端速度和高度的控制精度高，有利于与下一飞行段良好的衔接；

阶梯高度控制模式:用于减小热流、动压；

高度-侧向控制模式：用于区域规避或经过中途点。

本发明公开了增益系数k_α的具体计算方法，相对于以往均采取固定值作为增益系数的方法，科学地考虑了阻力加速度随马赫数、攻角两个最敏感因素的的变化规律，同时考虑了制导周期的影响。既可以避免由于k_α取值过大出现的攻角指令振荡问题，也可以避免由于k_α取值过小出现的阻力加速度指令不能得到有效跟踪的问题。该方法可以在不同的马赫数条件下得到最优的攻角指令，攻角平滑、无振荡，实现对阻力加速度指令的良好跟踪。

附图说明

图1是速度-高度控制模式中典型的阻力加速度加权系数剖面示意图；

图2是速度-高度控制模式中典型的侧向偏差走廊示意图；

图3是速度-高度控制模式中阻力加速度指令和跟踪情况曲线示意图；

图4是速度-高度控制模式中升力加速度指令和跟踪情况曲线示意图；

图5是阶梯高度控制模式中的高度-时间示意图；

图6是阶梯高度控制模式中的驻点热流-时间示意图；

图7是阶梯高度控制模式中的动压-时间示意图；

图8是高度-侧向控制模式中经过中途点的地面轨迹图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

本发明以阻力和升力加速度指令快速解析制导方法为基础，进一步扩展其功能，将制导方法分为速度-高度控制模式、阶梯高度控制模式、高度-侧向控制三种模式，分别用于不同飞行任务。

实施例：

滑翔段，假设飞行器已经处于准平衡滑翔飞行状态，当前待飞纵程为L₀、当前高度为h₀、飞行器当前对地速度为v₀。制导任务是在每个制导周期给出攻角指令α^*(此处攻角是在认为风速为零的情况下由飞行器姿态角计算出的惯性值)和倾侧角指令σ^*，使得飞行器在滑翔段终端待飞纵程为L_f时，高度为h_f、滑翔段期望终端速度为v_f，滑翔段终端待飞横程H_f(或航迹方向角偏差Δχ_f)小于给定值，且满足动压、热流、过载等约束条件。

本实施例针对滑翔段提供了一种升力式飞行器多模式解析制导方法。分为速度-高度控制模式、阶梯高度控制模式、高度-侧向控制三种模式，分别用于不同飞行任务。各个模式中包括如下步骤：

(1)速度-高度控制模式

该模式是最常见的制导模式，该模式侧重于提高终端高度和速度的控制精度，不关注中间过程约束的飞行任务。该模式包括如下步骤：

1)计算阻力加速度指令

由牛顿一维质点运动学可得到阻力加速度指令

(航迹坐标系)，按下式计算：

式中L₀为飞行器当前待飞纵程、h₀为飞行器当前高度、v₀为飞行器当前对地速度、L_f为期望终端待飞纵程、h_f为期望终端高度、v_f为期望终端对地速度。g为重力加速度。θ为飞行器在当地的弹道倾角。k_ax为阻力加速度指令加权系数，根据飞行任务的特点进行设计，加权系数剖面可以采用待飞纵程为横坐标进行设计，如图1所示。

对于飞行器初始能量大幅过剩或需要在短时间内减速的飞行任务，

值应取大于1，最大可取到1.8～2.0，这样可以在飞行前期和中期充分减速，降低后期飞行时的最大动压；对于接近最大极限航程或横向机动距离的飞行任务，

值应取小于1，最小可取到0.65～0.7，这样可以给飞行后期预留更多的能量。

2)计算攻角指令；

攻角指令α^*(惯性值)以增量形式按下式计算

式中f_x、f_y为飞行器本体系视加速度,对于无动力升力式飞行器仅由气动力产生，可由加速度计直接测量。α_gx为当前攻角(惯性值，是在忽略风速的情况下由飞行器的地速和姿态角的导航值计算出的攻角估计值)。

k_α为增益系数(正值)。由于本发明方法中的攻角指令是增量形式的，因此k_α取值与制导周期有关。若k_α取值过大，将触发指令攻角限速，此时一般不会对制导精度产生不良影响，也不会出现攻角指令震荡；但是若k_α取值过小将影响阻力加速度跟踪效果。另外需要根据飞行器姿态控制能力对指令攻角进行限幅和限速。

本方法中k_α按如下方法确定：

首先，需要事先根据飞行器的气动数据库，通过差分计算得到阻力系数对攻角的导数

随马赫数M_a和攻角α_gx变化的二维插值表。在每个制导周期，由当前攻角α_gx和当前马赫数M_a通过二维插值计算可得到当前阻力系数对攻角的导数

式中，q为当前动压(可根据标称大气参数计算)，S为飞行器参考面积，S为飞行器参考面积，

为攻角设计允许变化律，T为制导周期，m为飞行器质量。

3)航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令计算方法

纵向升力加速度指令

(航迹坐标系)按下式计算：

其中第一项为高度控制项，第二项为重力补偿项，第三项为离心力补偿项，第四项为终端弹道倾角控制项。这里比例导引的相关参数都是由常规导航参数解析得到的，并不需要增加额外的传感器。

其中，

为弹道倾角的变化率，

为纵向“伪视线角速度”，λ_D为纵向“伪视线角”，θ^*为期望终端弹道倾角，k_D和k_θ为增益系数，t_left为估算的剩余飞行时间。

“虚拟目标”是指以制导终端纵程L_f和终端高度h_f为特征参数的一个虚拟的目标。“伪视线角”是指在忽略地球曲率情况下计算的从飞行器到“虚拟目标”的视线角，“伪视线角速度”是指在忽略地球曲率情况下计算的从飞行器到“虚拟目标”的视线角速度。由于本发明中比例导引仅用于纵向，因此不需要横向参数。

纵向“伪视线角”和纵向“伪视线角速度”计算公式如下：

其中ΔX、ΔY、ΔV_X、ΔV_Y为从飞行器到“虚拟目标”的相对位置和相对速度，按下式计算：

剩余飞行时间t_left按下式估算：

若t_left<0.3，则取t_left＝0.3

4)计算倾侧角指令

按下式得到倾侧角指令σ^*的大小：

当

时：

否则,若

σ^*＝5°；

若

σ^*＝min(σ_max,85°)

σ_max为最大允许倾侧角。同样，需要根据飞行器姿态控制能力对指令倾侧角进行限速。

5)确定倾侧角的正负号

设计一个侧向偏差走廊，当飞行器侧向运动超出走廊边界时通过改变倾侧角的符号进行横向控制。典型的侧向偏差走廊如图2所示。

航迹方向角偏差Δχ定义为：

Δχ＝χ_t-A_t

其中χ_t为飞行器当前的航迹方向角，A_t为从当前飞行器到目标的大地方位角。χ_t和A_t都以指向当地正北为零，以由北向东偏转为正。

指令倾侧角的符号sign_σ初始值为：

当Δχ≥0时，sign_σ＝-1

当Δχ<0时，sign_σ＝1

后续倾侧角反转触发逻辑为：

若当前sign_σ＝-1且Δχ≤-Δχ_max时，触发正向反转；若当前sign_σ＝1且Δχ≥Δχ_max时，触发负向反转。Δχ_max为按图2计算的倾侧角反转走廊边界。

(2)阶梯高度控制模式

对既关注终端高度和速度的控制精度、又关注中间过程约束的飞行任务，运用阶梯高度控制模式进行解析制导。

阶梯高度控制模式：采用固定的最大攻角，设置多个虚拟目标点，可对高度实现分段阶梯控制。通过对高度节点的优化，可有效解决降低热流、避免弹道跳跃等问题。具体步骤如下：

1)确定攻角指令

采用最大允许值。

2)计算倾侧角指令

在速度-高度控制模式的第3)步中加以改进，得到指令升力加速度(航迹坐标系)，再用速度-高度控制模式的第4)步的方法得到倾侧角指令。改进如下：

在速度-高度控制模式的第3)中，仅根据制导终端条件，给出一个虚拟目标，根据该虚拟目标的参数，得到指令升力加速度。这样虽然能够满足终端条件，但是对于中途的动压、热流、等约束条件缺乏控制措施，尤其对于高速再入情况。

为此，提出了阶梯高度控制模式，设置多个虚拟目标点，每个虚拟目标点包括待飞纵程、期望高度两个参数。

飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i与飞行器的相对位置和相对速度，其中ΔX_i为x方向的相对位置、ΔY_i为y方向的相对位置、ΔV_iX为x方向的相对速度、ΔV_iY为y方向的相对速度，按下式计算：

其中，L_f,i为飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i的制导终端纵程，L₀为当前待飞纵程，h_f,i为飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i的期望高度，h₀为当前高度；v₀为飞行器当前对地速度，θ为当地的弹道倾角。通过优化设置虚拟目标的参数，可以很好地满足中途的动压、热流、等约束条件。

(3)高度-侧向控制模式

对关注终端高度和侧向控制的控制精度、不关注速度控制的飞行任务，运用高度-侧向控制进行解析制导。

高度-侧向控制模式，采用纵向和侧向比例导引，并通过解析法对攻角剖面进行实时限制，有效避免能量过低情况。纵向比例导引忽略地球曲率，适应滑翔段应用要求。具体步骤如下：

1)计算航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令

同高度-速度控制模式，计算航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令

2)计算航迹坐标系所需的侧向升力加速度指令

其中χ_t为飞行器当前的航迹方向角，A_t为从当前飞行器到目标的大地方位角。χ_t和A_t都以指向当地正北为零，以向东偏为正。v₀为飞行器当前对地速度，t_left为估计的剩余飞行时间。为了避免除零，当t_left小于0.3时取0.3。

3)计算总加速度指令a^*

4)计算增量形式攻角指令

α^*＝α_gx+k_α(|a^*|-|f_x cosα_gx-f_y sinα_gx|)

攻角限幅

当由上式计算出的攻角大于最大允许值时，需要限制为最大允许值。小于最小允许值时，要限制为小于最小允许值。

5)计算倾侧角指令

按下式得到倾侧角指令σ^*的大小：

针对本发明方法中的三个模式分别进行了仿真验证，图3为速度-高度控制模式时阻力加速度指令和跟踪情况曲线示意图；图4速度-高度控制模式时升力加速度指令和跟踪情况曲线示意图。图3和图4说明加速度指令跟踪效果良好。图5是阶梯高度控制模式中的高度-时间示意图，说明高度无跳变。图6是阶梯高度控制模式中的驻点热流-时间示意图；图7是阶梯高度控制模式中的动压-时间示意图。图6和图7说明热流和动压满足约束要求。图8是高度-侧向控制模式中经过中途点的地面轨迹图，说明该模式可以有效经过中途点上空。

以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：对关注终端高度和速度的控制精度、不关注中间过程约束的飞行任务，运用速度-高度控制模式进行解析制导；对既关注终端高度和速度的控制精度、又关注中间过程约束的飞行任务，运用阶梯高度控制模式进行解析制导；对关注终端高度和侧向控制的控制精度、不关注速度控制的飞行任务，运用高度-侧向控制进行解析制导。

2.根据权利要求1所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：速度-高度控制模式时解析制导包括如下步骤：

在每个制导周期实时设计出满足终端速度约束的阻力加速度指令，靠改变攻角进行跟踪；将比例导引应用于滑翔段，通过纵向比例导引生成航迹坐标系的纵向升力加速度指令，靠改变倾侧角进行跟踪；

侧向采用基于偏差走廊的bang-bang控制；根据攻角对轴向过载的导数确定增量形式的攻角指令的增益系数；

具体步骤如下：

1.1)在每个制导周期实时计算阻力加速度指令；

1.2)根据阻力加速度指令在每个制导周期实时计算攻角指令；

1.3)通过纵向比例导引在每个制导周期实时计算航迹坐标系下的纵向升力加速度指令；

1.4)根据纵向升力加速度指令在每个制导周期实时计算倾侧角指令；

1.5)确定倾侧角的正负号。

3.根据权利要求2所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：所述步骤1.2)中，攻角指令α^*以增量形式按下式计算：

式中f_x、f_y为飞行器本体系x轴和y轴的视加速度，α_gx为当前攻角，由于攻角真实值难以精确测量，所以使用惯性值代替，惯性值是在忽略风速的情况下由飞行器的地速和姿态角的导航值计算出的攻角估计值，k_α为增益系数，

为1.1)计算得到的阻力加速度指令。

4.根据权利要求3所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：k_α按如下方法确定：

根据飞行器的气动数据库，通过差分计算得到阻力系数对攻角的导数

随当前马赫数M_a和当前攻角α_gx变化的二维插值表；a_x为当前阻力系数；

在每个制导周期，由当前攻角α_gx和当前马赫数M_a通过二维插值计算得到当前阻力系数对攻角的导数

按如下公式计算k_α：

式中，q为当前动压，S为飞行器参考面积，S为飞行器参考面积，

为攻角变化律，T为制导周期，m为飞行器质量。

5.根据权利要求1所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：阶梯高度控制模式时解析制导包括如下步骤：

2.1)在每个制导周期实时确定攻角指令；

2.2)在每个制导周期实时计算倾侧角指令。

6.根据权利要求5所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：所述步骤2.2)的实现方式如下：

采用固定攻角剖面，设置多个虚拟目标点，每个虚拟目标点包括待飞纵程、期望高度两个参数；

在每个制导周期，计算飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i与飞行器的相对位置和相对速度，其中ΔX_i为x方向的相对位置、ΔY_i为y方向的相对位置、ΔV_iX为x方向的相对速度、ΔV_iY为y方向的相对速度，按下式计算：

其中，L_f,i为飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i的制导终端纵程，L₀为当前待飞纵程，h_f,i为飞行器未飞过的虚拟目标点中距离飞行器最近的虚拟目标点i的终端高度，h₀为当前高度；v₀为飞行器当前对地速度，θ为飞行器当前在当地的弹道倾角。

7.根据权利要求1所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于：高度-侧向控制模式时解析制导包括如下步骤：

3.1)在每个制导周期实时计算航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令；

3.2)在每个制导周期实时计算航迹坐标系所需的侧向升力加速度指令；

3.3)在每个制导周期实时计算总升力加速度指令；

3.4)在每个制导周期实时计算增量形式攻角指令；

3.5)在每个制导周期实时计算倾侧角指令。

8.根据权利要求7所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于，所述步骤3.2)中，航迹坐标系所需的侧向升力加速度指令

按下式计算

其中χ_t为飞行器当前的航迹方向角，A_t为从当前飞行器到目标的大地方位角，χ_t和A_t都以指向当地正北为零，以自北向东方向偏转为正；v₀为飞行器当前对地速度，t_left为估计的剩余飞行时间。

9.根据权利要求8所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于，

若t_left<0.3，则取t_left＝0.3，v_f为期望终端速度。

10.根据权利要求8所述的一种升力式飞行器多模式解析制导方法，其特征在于，总升力加速度指令a^*按下式计算

为航迹坐标系所需的纵向升力加速度指令。

Images