CN115079565A - 变系数的带落角约束制导方法、装置和飞行器 - Google Patents

变系数的带落角约束制导方法、装置和飞行器 Download PDF

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CN115079565A CN202211013537.2A CN202211013537A CN115079565A CN 115079565 A CN115079565 A CN 115079565A CN 202211013537 A CN202211013537 A CN 202211013537A CN 115079565 A CN115079565 A CN 115079565A
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Abstract

本申请涉及变系数的带落角约束制导方法、装置和飞行器，该方法包括：获取变系数的带落角约束制导律；根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律；利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。大幅提高了滑翔飞行器远距离飞行性能。

Description

变系数的带落角约束制导方法、装置和飞行器
技术领域
本发明属于飞行器制导技术领域，涉及一种变系数的带落角约束制导方法、装置和飞行器。
背景技术
没有发动机的无人飞行器，是一类具有低成本、飞行距离远且机动范围大等优点的滑翔飞行器，随着此类无人飞行器的技术发展，应用范围也愈发广泛。此类无人飞行器可依靠运载平台在空中投放提供初始飞行动力，多采用滑翔机翼提供升力，在无动力情况下实现远距离自主飞行。为充分发挥滑翔飞行器飞行性能并保证末端落点位置精度，常规做法是采用航路点规划+末端比例导引或全程比例导引等基于视线变化率的制导律，其导引系数一般为固定值或准固定值。此外在滑翔飞行器运动过程中还要考虑速度、航迹角和末端姿态等诸多复杂的约束，一般将这些约束体现为终端约束、过程约束和控制约束等。
滑翔飞行器在接近目标的过程中，其速度方向角的变化率正比于视线角的变化率，制导的基本思想是按视线角速率的一定比例调整飞行器的法向加速度，只要实现视线角速率为零就能准确飞抵目标。在远距离滑翔时，初始飞行段的视线角变化较小，飞行器需要的法向加速度也较小，对应的攻角和升力较小，这就导致飞行器的高度下降很快，从而对远距离飞行极为不利。传统的制导方法中，为了获得更远的滑翔距离，通常按照飞行器的最佳升阻比飞行，升阻比并不是一个可直接测量的参数，需要通过实时计算得到。然而，在实现本发明的过程中，发明人发现传统的制导方法存在着滑翔飞行器远距离飞行性能不高的技术问题。
发明内容
针对上述传统方法中存在的问题，本发明提出了一种能够大幅提高滑翔飞行器远距离飞行性能的变系数的带落角约束制导方法、一种变系数的带落角约束制导装置以及一种飞行器。
为了实现上述目的，本发明实施例采用以下技术方案：
一方面，提供一种变系数的带落角约束制导方法，包括步骤：
获取变系数的带落角约束制导律；变系数的带落角约束制导律中包括用于调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数的位置变参数调节系数，以及用于调节制导律中的落角约束项系数的落角变参数调节系数；
根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；
获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；
利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律；
利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。
另一方面，还提供一种变系数的带落角约束制导装置，包括：
第一获取模块，用于获取变系数的带落角约束制导律；变系数的带落角约束制导律中包括用于调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数的位置变参数调节系数，以及用于调节制导律中的落角约束项系数的落角变参数调节系数；
第二获取模块，用于根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；
系数计算模块，用于获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；
制导律输出模块，用于利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律；
指令生成模块，用于利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。
又一方面，还提供一种飞行器，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述的变系数的带落角约束制导方法的步骤。
上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点和有益效果：
上述变系数的带落角约束制导方法、装置和飞行器，通过基于传统的带落角约束制导律，加入位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，从而利用位置变参数调节系数调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数，以及利用用落角变参数调节系数调节制导律中的落角约束项系数，将传统的带落角约束制导律改为变系数的带落角约束制导律。然后获取基于法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数的基于维托辛斯基函数的参数r选取条件，进而利用维托辛斯基函数生成位置变参数调节系数和落角变参数调节系数。最后即可利用生成的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，得到解算后变系数的带落角约束制导律，利用该新的制导律可以在满足落角约束条件下，在保证末端落点精度的同时，显著提升滑翔飞行器的飞行距离，从而达到大幅提高滑翔飞行器远距离飞行性能的目的。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或传统技术中的技术方案，下面将对实施例或传统技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为一个实施例中变系数的带落角约束制导方法的检测流程示意图；
图2为维托辛斯基函数的曲线示意图；
图3为一个实施例中变参数（增益）调节系数选取的示意图；
图4为一个实施例中高度随距离变化曲线图；
图5为一个实施例中马赫数随时间变化曲线图；
图6为一个实施例中攻角随时间变化曲线图；
图7为一个实施例中俯仰角随时间变化曲线图；
图8为另一个实施例中高度随距离变化曲线图；
图9为另一个实施例中马赫数随时间变化曲线；
图10为另一个实施例中攻角随时间变化曲线图；
图11为另一个实施例中俯仰角随时间变化曲线图；
图12为一个实施例中变系数的带落角约束制导装置的模块结构示意图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请。
需要说明的是，在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本发明的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置展示该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。
本领域技术人员可以理解，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。在本发明说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。
在研究工作中，发明人发现在滑翔飞行器的传统制导方法中，需要在飞控计算机上预先装定好气动数据及相应的马赫数、攻角等参数之间的对应关系，根据实时飞行参数，进行气动数据插值和迭代，计算出最合适的攻角。但这种方式需要占据飞控计算机较大的存储资源，同时实时插值和迭代解算需要耗费较多的时间资源，对飞控计算机硬件要求较高。此外，滑翔飞行器在单纯以最佳升阻比飞行时，未能考虑目标点约束，因此难以兼顾落点位置精度，而为了满足终端约束条件下的精确制导，必须将最大飞行能力与制导律结合起来进行综合设计。
传统的比例导引和带落角约束制导律在解决远距离飞行方面也存在着一些限制：（1）初始段飞行高度下降太快，滑翔能量损失大，导致难以实现远距离滑翔飞行；（2）通过气动插值实时计算最佳升阻比的方法对飞控计算机的存储和时间资源消耗太大；（3）在逆风干扰的情况下，滑翔飞行器对地飞行速度降低，滑翔距离大幅减小。
因此，急需一种能够突破传统比例导引和带落角约束制导律等基于视线变化率的制导律存在的初始段攻角过小、高度下降过快等限制，同时所需计算量小，无需气动数据库实时插值计算，可以增大飞行距离、增强抗逆风干扰的能力，在保证末端落点精度的情况下显著提升滑翔飞行器的飞行距离的高性能制导律设计方法。
下面将结合本发明实施例图中的附图，对本发明实施方式进行详细说明。
请参阅图1，在一个实施例中，本申请实施例提供了一种变系数的带落角约束制导方法，包括如下处理步骤S12至S20：
S12，获取变系数的带落角约束制导律；变系数的带落角约束制导律中包括用于调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数的位置变参数调节系数，以及用于调节制导律中的落角约束项系数的落角变参数调节系数。
可以理解，变系数的带落角约束制导律可以预存在飞控计算机中，其可以基于传统各类带落角约束制导律得到，如在传统的带落角约束制导律中加入位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，即可改进为本实施例的变系数的带落角约束制导律，原理是通过位置变参数调节系数对制导律参数（法向导引系数和侧向导引系数）进行调节，通过落角变参数调节系数对制导律参数（落角约束项系数）进行调节。
S14，根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件。
可以理解，维托辛斯基函数可以表示为：
Figure 538634DEST_PATH_IMAGE001
（1）
维托辛斯基函数是收缩流体喷管的壁面型线，其原理是通过
Figure 574723DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 404139DEST_PATH_IMAGE003
，求解参数
Figure 260099DEST_PATH_IMAGE004
，其中
Figure 302005DEST_PATH_IMAGE005
。求解参数
Figure 159977DEST_PATH_IMAGE006
的关系如图2所示。在本实施例中，将
Figure 425873DEST_PATH_IMAGE007
设为预定目标点与投放点之间的初始高度差，该参数可以在发射前预先装定，也可以由飞行器的导航设备直接获得；
Figure 503551DEST_PATH_IMAGE008
为滑翔飞行器的实时高度差，该参数可以由飞行器的导航设备直接获得。
基于维托辛斯基函数的参数r选取条件是用于选取
Figure 145885DEST_PATH_IMAGE009
和
Figure 625407DEST_PATH_IMAGE010
的参数选取条件。r1和r2分别为收缩段初值和终值，对应变参数调节系数的调节范围端点值。参数r选取条件可以根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，基于实际应用需要预先设定并预存在飞控计算机中，以供飞控计算机调用。
S16，获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数。
可以理解，关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数是指将维托辛斯基函数中参数
Figure 62205DEST_PATH_IMAGE011
替换成位置变参数调节系数后的维托辛斯基函数；同理，关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数是指将维托辛斯基函数中参数
Figure 892758DEST_PATH_IMAGE012
替换成落角变参数调节系数后的维托辛斯基函数。
根据参数r选取条件选取相应的
Figure 766212DEST_PATH_IMAGE013
和
Figure 100241DEST_PATH_IMAGE014
参数，并利用滑翔飞行器的实时高度差，代入关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数进行解算，可解算出当前应用场景下所需的位置变参数调节系数的值，代入关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数进行解算，可解算出当前应用场景下所需的落角变参数调节系数的值。
S18，利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律。
可以理解，在解算出所需的位置变参数调节系数的值和落角变参数调节系数的值后，即可将其代入解算前变系数的带落角约束制导律，得到解算后的变系数的带落角约束制导律。
S20，利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。
可以理解，在得到解算后的变系数的带落角约束制导律之后，飞控计算机即可利用已知的其他参数计算得到当前所需的制导指令，也即视线法向的需用加速度和视线侧向的需用加速度。在实际应用中，飞控计算机可将得到的制导指令代入制导控制程序解算，输出相应的控制指令，滑翔飞行器即可在该控制指令下实现满足远距离高精度的制导控制。
上述变系数的带落角约束制导方法，通过基于传统的带落角约束制导律，加入位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，从而利用位置变参数调节系数调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数，以及利用用落角变参数调节系数调节制导律中的落角约束项系数，将传统的带落角约束制导律改为变系数的带落角约束制导律。然后获取基于法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数的基于维托辛斯基函数的参数r选取条件，进而利用维托辛斯基函数生成位置变参数调节系数和落角变参数调节系数。最后即可利用生成的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，得到解算后变系数的带落角约束制导律，利用该新的制导律可以在满足落角约束条件下，在保证末端落点精度的同时，显著提升滑翔飞行器的飞行距离，从而达到大幅提高滑翔飞行器远距离飞行性能的目的。
与传统制导律相比，本申请的上述制导律由于增加了变参数调节系数，可以克服传统基于视线角速率的制导律的弊端，在初始飞行段的便具有较大的攻角，使得滑翔飞行器获得较大升力，克服了滑翔飞行器初始飞行段由于升力不足导致的高度下降太快，滑翔能量损失大，难以实现远距离滑翔飞行的问题，能有效在满足末端落点精度要求和落角约束条件下，增大飞行器实际可用的最大航程。
由维托辛斯基函数生成的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，是跟随高度差连续缓变的，因此利用变系数的带落角约束制导律制导，可以保证滑翔飞行器在远距离飞行过程中的攻角保持相对均匀，相应的飞行器阻力变化也较为均匀，飞行过程中前向速度变化平稳，有利于滑翔飞行器的增程飞行。
此外，采用的基于维托辛斯基生成的变参数调节系数，在飞行末端趋于固定值，此时变系数的带落角约束制导律在形式上与传统制导律趋于一致，因此不会影响末端的落点精度和制导约束条件的满足。而且由于增加了变参数调节系数，在滑翔飞行器飞行过程中，从初始飞行段攻角就得到提升，能持续保持相对较大的升力，有利于飞行器飞行过程中的高度保持，在滑翔飞行器相对地速降低的情况下，增加了滑翔飞行器的留空时间，相应地可以抗逆风干扰影响，增加飞行距离。
上述制导方法在实际应用时，在计算位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的过程中，既可以在滑翔飞行器投放前离线计算完毕后装载入飞控计算机，也可以实时在线计算，使用方式灵活。离线计算完毕的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数可存储在飞控计算机中，飞控计算机可以根据实时高度差直接调用，耗费资源较少；采用在线计算的方式时，由于不存在复杂的迭代运算，也不存在复杂的数学计算公式解算，计算流程简单易行，对飞控计算机的存储资源和时间资源占用率比也较小，具有较高的使用效率与灵活度。
在一个实施例中，可以通过加入上述位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，以得到上述变系数的带落角约束制导律的传统带落角约束的制导律，例如但不限于是：如下传统的带落角约束制导律，其制导方程为：
Figure 707940DEST_PATH_IMAGE015
（2）
可通过上式（2）解算出视线法向的需用加速度
Figure 760210DEST_PATH_IMAGE016
和侧向的需用加速度
Figure 478767DEST_PATH_IMAGE017
，即制导指令。其中，
Figure 932882DEST_PATH_IMAGE018
表示法向导引系数，
Figure 711482DEST_PATH_IMAGE019
表示侧向导引系数，
Figure 251048DEST_PATH_IMAGE020
表示落角约束项系数，该三个参数在制导律设计时给出，为固定值。
Figure 271831DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 580453DEST_PATH_IMAGE022
和
Figure 529954DEST_PATH_IMAGE023
分别为滑翔飞行器的速度矢量在视线系中的分量，其值由飞控计算机根据导航数据解算得到。
Figure 291237DEST_PATH_IMAGE024
为视线高低角量，其值由飞控计算机根据导航数据和预定目标点位置解算得到。
Figure 882755DEST_PATH_IMAGE025
为落角装定值，其值在滑翔飞行器投放前按照任务需要设定。
Figure 780304DEST_PATH_IMAGE026
为待飞距离，其值由飞控计算机根据导航数据和预定目标点位置解算得到。
或者如下带落角约束制导律，其制导方程为：
Figure 166286DEST_PATH_IMAGE027
（3）
其中，
Figure 414865DEST_PATH_IMAGE028
和
Figure 45960DEST_PATH_IMAGE029
分别为飞行器速度在法向转动的绝对角速度和侧向转动的绝对角速度。
Figure 63594DEST_PATH_IMAGE030
和
Figure 620478DEST_PATH_IMAGE031
分别为目标在法向转动的绝对角速度和侧向转动的绝对角速度，该值由导引头给出。
Figure 356352DEST_PATH_IMAGE032
为剩余飞行时间，其值由飞控计算机根据导航数据和预定目标点位置解算得到。
又或者如下带落角约束制导律，其制导方程为：
Figure 24094DEST_PATH_IMAGE033
（4）
其中，
Figure 896235DEST_PATH_IMAGE034
为沿飞行器与目标连线的视线角在法向的分量，其值由导引头给出。
Figure 624020DEST_PATH_IMAGE035
为沿飞行器与目标连线的视线角在侧向的分量，其值由导引头给出。
可以理解，在设计制导律时，可以将上述传统的基于视线角速率的制导律，修改成为带变参数调节系数的制导律，以制导律式（2）为例，变系数的带落角约束制导律如下：
Figure 847191DEST_PATH_IMAGE036
（5）
其中，
Figure 551579DEST_PATH_IMAGE037
表示位置变参数调节系数，
Figure 543806DEST_PATH_IMAGE038
表示落角变参数调节系数，该两个变参数调节系数用于对制导律参数
Figure 442492DEST_PATH_IMAGE039
、
Figure 887380DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 896924DEST_PATH_IMAGE041
进行调节，也即用
Figure 9237DEST_PATH_IMAGE042
代替了制导律式（2）中的
Figure 813244DEST_PATH_IMAGE043
，用
Figure 745428DEST_PATH_IMAGE044
代替了制导律式（2）中的
Figure 794549DEST_PATH_IMAGE045
，用
Figure 761368DEST_PATH_IMAGE046
代替了制导律式（2）中的
Figure 736277DEST_PATH_IMAGE047
。
对于上述传统的基于视线角速率的制导律（3）和（4）也可以采用相同的替代方式，同理改进得到所需的变系数的带落角约束制导律。
在一个实施例中，上述变参数调节系数还可以用于将传统比例导引率及其变化形式进行变系数的制导律修改设计，例如但不限于对如下传统比例导引率及其变化形式的制导律修改设计：
Figure 218074DEST_PATH_IMAGE048
（6）
Figure 569421DEST_PATH_IMAGE049
（7）
Figure 594009DEST_PATH_IMAGE050
（8）
Figure 5399DEST_PATH_IMAGE051
（9）
其中，
Figure 912175DEST_PATH_IMAGE052
和
Figure 598371DEST_PATH_IMAGE053
分别为目标在法向的机动加速度和侧向的机动加速度，其值由目标或导引头给出。上述各制导律的其余参数与式（2）至式（4）的定义相同。用位置变参数调节系数
Figure 38318DEST_PATH_IMAGE054
，对上各制导律中的参数
Figure 89450DEST_PATH_IMAGE055
和
Figure 483522DEST_PATH_IMAGE056
进行调节，即用
Figure 176672DEST_PATH_IMAGE057
代替式（6）至式（9）中的
Figure 972590DEST_PATH_IMAGE058
，用
Figure 522520DEST_PATH_IMAGE059
代替式（6）至式（9）中的
Figure 403888DEST_PATH_IMAGE060
，然后可采用本申请上述制导方法求解得到
Figure 635149DEST_PATH_IMAGE061
，便可得到基于视线角速率的变系数制导律，以提升飞行器制导性能。
在一个实施例中，基于维托辛斯基函数的参数r选取条件包括r1参数选取条件和r2参数选取条件，r1>r2。其中，r1表示变参数调节系数的调节范围初值，r2表示变参数调节系数的调节范围终值，变参数调节系数包括位置变参数调节系数和落角变参数调节系数。
可以理解，r1和r2是通过预定参数和实际需要设定的，r1和r2的选取要求为r1>r2。
进一步的，r1参数选取条件至少包括：
选择
Figure 19994DEST_PATH_IMAGE062
，使得
Figure 711132DEST_PATH_IMAGE063
；
选择
Figure 814217DEST_PATH_IMAGE064
，使得
Figure 849169DEST_PATH_IMAGE065
；或
选择
Figure 150838DEST_PATH_IMAGE066
，使得
Figure 245833DEST_PATH_IMAGE067
；
其中，
Figure 101793DEST_PATH_IMAGE068
表示法向导引系数，
Figure 674857DEST_PATH_IMAGE069
表示侧向导引系数，
Figure 34294DEST_PATH_IMAGE070
表示落角约束项系数。
可以理解，在选择r1参数时，可以单独选择前述选取条件中的一条进行使用，也可选择其中几条进行组合使用，以准确选择适用的r1参数。在实际应用中，滑翔飞行器最大升阻比由滑翔飞行器的气动参数决定，可预先确定。
进一步的，r2参数选取条件至少包括：
选择
Figure 300190DEST_PATH_IMAGE071
，使得
Figure 876403DEST_PATH_IMAGE072
；
选择
Figure 518737DEST_PATH_IMAGE073
，使得
Figure 998260DEST_PATH_IMAGE074
；或
选择
Figure 231795DEST_PATH_IMAGE075
，使得
Figure 796768DEST_PATH_IMAGE076
；
可以理解，在选择r2参数时，同样可以单独选择前述选取条件中的一条进行使用，也可选择其中几条进行组合使用，以准确选择适用的r2参数。
通过上述参数r选取条件，可以快速选取设定的r1参数和r2参数，保证位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的高效解算输出。
在一个实施例中，具体的，关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数为：
Figure 446056DEST_PATH_IMAGE077
（10）
其中，
Figure 45664DEST_PATH_IMAGE078
表示位置变参数调节系数，
Figure 653363DEST_PATH_IMAGE079
表示滑翔飞行器的实时高度差，
Figure 502370DEST_PATH_IMAGE080
表示预定目标点与投放点之间的初始高度差，
Figure 220928DEST_PATH_IMAGE081
和
Figure 188226DEST_PATH_IMAGE082
为根据参数r选取条件选取的参数r。
可以理解，基于维托辛斯基函数可以直接得到关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数如式（10）所示，
Figure 701247DEST_PATH_IMAGE083
为根据r1参数选取条件选取的参数r1，
Figure 240813DEST_PATH_IMAGE084
为r2参数选取条件选取的参数r2，通过设定的
Figure 763061DEST_PATH_IMAGE085
、
Figure 71683DEST_PATH_IMAGE086
和
Figure 817922DEST_PATH_IMAGE087
，可以预先计算出与每个
Figure 579205DEST_PATH_IMAGE088
对应的
Figure 905144DEST_PATH_IMAGE089
，装载入飞控计算机，然后实时根据导航给出的
Figure 802693DEST_PATH_IMAGE090
值，调出相应的
Figure 421631DEST_PATH_IMAGE091
值进行使用。也可以通过设定的
Figure 935788DEST_PATH_IMAGE092
、
Figure 799839DEST_PATH_IMAGE093
和
Figure 614211DEST_PATH_IMAGE094
，根据导航实时给出的
Figure 171095DEST_PATH_IMAGE095
值解算出
Figure 906970DEST_PATH_IMAGE096
值进行使用。
在一个实施例中，具体的，关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数为：
Figure 43553DEST_PATH_IMAGE097
（11）
其中，
Figure 181273DEST_PATH_IMAGE098
为落角变参数调节系数，
Figure 705795DEST_PATH_IMAGE099
表示滑翔飞行器的实时高度差，
Figure 663387DEST_PATH_IMAGE100
表示预定目标点与投放点之间的初始高度差，
Figure 636285DEST_PATH_IMAGE101
和
Figure 628511DEST_PATH_IMAGE102
为根据参数r选取条件选取的参数r。
可以理解，基于维托辛斯基函数可以直接得到关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数如式（11）所示，
Figure 261618DEST_PATH_IMAGE103
为根据r1参数选取条件选取的参数r1，
Figure 972085DEST_PATH_IMAGE104
为r2参数选取条件选取的参数r2。
Figure 981629DEST_PATH_IMAGE105
和
Figure 828363DEST_PATH_IMAGE106
的取值可以相同，也可以不相同，具体可以根据应用需要确定；
Figure 632371DEST_PATH_IMAGE107
和
Figure 564555DEST_PATH_IMAGE108
的取值可以相同，也可以不相同，具体可以根据应用需要确定。
通过设定的
Figure 876325DEST_PATH_IMAGE109
、
Figure 639882DEST_PATH_IMAGE110
和
Figure 614791DEST_PATH_IMAGE111
，可以预先计算出与每个
Figure 34271DEST_PATH_IMAGE112
对应的
Figure 385618DEST_PATH_IMAGE113
，装载入飞控计算机，然后实时根据导航给出的
Figure 206943DEST_PATH_IMAGE114
值，调出相应的
Figure 352754DEST_PATH_IMAGE115
值进行使用。也可以通过设定的
Figure 259530DEST_PATH_IMAGE116
、
Figure 211305DEST_PATH_IMAGE117
和
Figure 887137DEST_PATH_IMAGE118
，根据导航实时给出的
Figure 174156DEST_PATH_IMAGE119
值解算出
Figure 568228DEST_PATH_IMAGE120
值进行使用。
在一些实施方式中，为了更直观且全面地说明上述变系数的带落角约束制导方法，下面是对变系数的带落角约束制导方法的应用示例。需要说明的是，本说明书中给出的实施案例仅为示意性的，并非为本发明具体实施案例的唯一限定，本领域技术人员可以在本发明提供的实施案例的示意下，可采用上述提供的变系数的带落角约束制导方法，实现对不同应用场景的制导。
示例一：
针对最大滑翔飞行能力，给出了算例：滑翔飞行器重量为300千克，飞行过程攻角限幅小于10°，末端要求为脱靶量小于5米，马赫数大于0.3马赫，落角为15°~20°。
发射条件为扇面发射，投放高度10000米，投放速度150米/秒，落地高度为0米。
如图3所示，选取
Figure 58115DEST_PATH_IMAGE121
，
Figure 854033DEST_PATH_IMAGE122
，
Figure 607225DEST_PATH_IMAGE123
，
Figure 223014DEST_PATH_IMAGE124
，
Figure 454275DEST_PATH_IMAGE125
，通过采用本申请的制导方法解算得到位置变参数调节系数
Figure 104700DEST_PATH_IMAGE126
（图3中Kf线所示）和落角变参数调节系数
Figure 527328DEST_PATH_IMAGE127
（图3中Kthita线所示），进而得到变系数的带落角约束制导律。
仿真结果如下图4至图7所示，在满足制导精度和末端约束条件下时，采用传统带落角约束制导律的最大滑翔距离为50千米，采用本申请的制导方法的变系数的带落角约束制导律，最大滑翔距离为61千米，滑翔距离具有明显优势。通过飞行轨迹曲线可以看出，本申请的制导方法可以有效实现增程飞行，攻角在初始飞行段有明显的向上拉的趋势，飞行过程中马赫数相对传统制导律变化更平缓，末端能够保持相对较高的速度，攻角能够保持相对平稳的值。
终端约束条件满足情况见下表1所示：
表1
Figure 692730DEST_PATH_IMAGE128
通过上表可以看出，应用本申请的制导方法，不仅具有更强的滑翔制导能力和更大的飞行距离，而且不会影响末端的落点精度和落角约束条件的满足，飞行轨迹也更加优化。
示例二：
针对抗逆风飞行能力，给出了算例：风对滑翔飞行器的影响比较大，特别是逆风飞行，可能会影响飞行距离和落点精度，假设滑翔飞行器飞行过程中有正向的迎面风15米/秒。
滑翔飞行器重量为300千克，飞行过程攻角限幅小于10°，末端要求为脱靶量小于5米，马赫速大于0.3马赫，落角为15°~20°。
为克服正向的迎面风的影响，选取
Figure 727683DEST_PATH_IMAGE129
，
Figure 232613DEST_PATH_IMAGE130
，
Figure 62029DEST_PATH_IMAGE131
，
Figure 652410DEST_PATH_IMAGE132
，
Figure 491053DEST_PATH_IMAGE133
，通过采用本申请的制导方法解算得到位置变参数调节系数
Figure 912807DEST_PATH_IMAGE134
和落角变参数调节系数
Figure 178704DEST_PATH_IMAGE135
，进而得到变系数的带落角约束制导律。
发射条件为扇面发射，投放高度10000米，投放速度150米/秒，落地高度为0米。仿真结果如下图8至图11所示。终端约束条件满足情况见下表2所示：
表2
Figure 256381DEST_PATH_IMAGE136
满足约束条件下传统带落角约束制导律的最大飞行距离是40千米，而采用本申请的制导方法的最大飞行距离是48千米，抗逆风干扰性能良好，增程效果明显。
应该理解的是，虽然图1流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且图1的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
请参阅图12，在一个实施例中，提供一种变系数的带落角约束制导装置100，包括第一获取模块11、第二获取模块13、系数计算模块15、制导律输出模块17和指令生成模块19。其中，第一获取模块11用于获取变系数的带落角约束制导律；变系数的带落角约束制导律中包括用于调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数的位置变参数调节系数，以及用于调节制导律中的落角约束项系数的落角变参数调节系数。第二获取模块13用于根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件。系数计算模块15用于获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数。制导律输出模块17用于利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律。指令生成模块19用于利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。
上述变系数的带落角约束制导装置100，通过各模块的协作，基于传统的带落角约束制导律，加入位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，从而利用位置变参数调节系数调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数，以及利用用落角变参数调节系数调节制导律中的落角约束项系数，将传统的带落角约束制导律改为变系数的带落角约束制导律。然后获取基于法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数的基于维托辛斯基函数的参数r选取条件，进而利用维托辛斯基函数生成位置变参数调节系数和落角变参数调节系数。最后即可利用生成的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数，得到解算后变系数的带落角约束制导律，利用该新的制导律可以在满足落角约束条件下，在保证末端落点精度的同时，显著提升滑翔飞行器的飞行距离，从而达到大幅提高滑翔飞行器远距离飞行性能的目的。
在一个实施例中，参数r选取条件包括r1参数选取条件和r2参数选取条件，r1>r2；其中，r1表示变参数调节系数的调节范围初值，r2表示变参数调节系数的调节范围终值。变参数调节系数包括位置变参数调节系数和落角变参数调节系数。
关于变系数的带落角约束制导装置100的具体限定，可以参见上文中变系数的带落角约束制导方法的相应限定，在此不再赘述。上述变系数的带落角约束制导装置100中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于具体数据处理功能的设备中，也可以软件形式存储于前述设备的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作，前述设备可以是但不限于本领域已有的各型飞控计算机设备。
在一个实施例中，还提供一种飞行器，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时实现如下处理步骤：获取变系数的带落角约束制导律；变系数的带落角约束制导律中包括用于调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数的位置变参数调节系数，以及用于调节制导律中的落角约束项系数的落角变参数调节系数；根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律；利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。
可以理解，上述飞行器除上述述及的存储器和处理器外，还包括飞行器机体和其他本说明书未列出的软硬件组成部分，具体可以根据不同应用场景下的具体滑翔飞行器的型号确定，本说明书不再一一列出详述。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还可以实现上述变系数的带落角约束制导方法各实施例中增加的步骤或者子步骤。
在一个实施例中，还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现如下处理步骤：获取变系数的带落角约束制导律；变系数的带落角约束制导律中包括用于调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数的位置变参数调节系数，以及用于调节制导律中的落角约束项系数的落角变参数调节系数；根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律；利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时，还可以实现上述变系数的带落角约束制导方法各实施例中增加的步骤或者子步骤。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器（ROM）、可编程ROM（PROM）、电可编程ROM（EPROM）、电可擦除可编程ROM（EEPROM）或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器（RAM）或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM（SRAM）、动态RAM（DRAM）、同步DRAM（SDRAM）、双数据率SDRAM（DDRSDRAM）、增强型SDRAM（ESDRAM）、同步链路（Synchlink） DRAM（SLDRAM）、存储器总线式动态随机存储器（Rambus DRAM，简称RDRAM）以及接口动态随机存储器（DRDRAM）等。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可做出若干变形和改进，都属于本申请保护范围。因此本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种变系数的带落角约束制导方法，其特征在于，包括步骤：
获取变系数的带落角约束制导律；所述变系数的带落角约束制导律中包括用于调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数的位置变参数调节系数，以及用于调节制导律中的落角约束项系数的落角变参数调节系数；
根据所述法向导引系数、所述侧向导引系数和所述落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；
获取滑翔飞行器的实时高度差并根据所述参数r选取条件，分别求解关于所述位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于所述落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；
利用计算得到的所述位置变参数调节系数和所述落角变参数调节系数的值，生成解算后的所述变系数的带落角约束制导律；
利用解算后的所述变系数的带落角约束制导律生成制导指令；所述制导指令用于指示所述滑翔飞行器的飞行制导。
2.根据权利要求1所述的变系数的带落角约束制导方法，其特征在于，所述参数r选取条件包括r1参数选取条件和r2参数选取条件，r1>r2；其中，r1表示变参数调节系数的调节范围初值，r2表示变参数调节系数的调节范围终值，所述变参数调节系数包括所述位置变参数调节系数和所述落角变参数调节系数。
3.根据权利要求2所述的变系数的带落角约束制导方法，其特征在于，所述r1参数选取条件至少包括：
选择
Figure 568936DEST_PATH_IMAGE001
，使得
Figure 394065DEST_PATH_IMAGE002
；
选择
Figure 704961DEST_PATH_IMAGE003
，使得
Figure 834591DEST_PATH_IMAGE004
；或
选择
Figure 55488DEST_PATH_IMAGE005
，使得
Figure 409109DEST_PATH_IMAGE006
；
其中，
Figure 348246DEST_PATH_IMAGE007
表示所述法向导引系数，
Figure 78305DEST_PATH_IMAGE008
表示所述侧向导引系数，
Figure 153708DEST_PATH_IMAGE009
表示所述落角约束项系数。
4.根据权利要求2所述的变系数的带落角约束制导方法，其特征在于，所述r2参数选取条件至少包括：
选择
Figure 678230DEST_PATH_IMAGE010
，使得
Figure 166981DEST_PATH_IMAGE011
；
选择
Figure 809052DEST_PATH_IMAGE010
，使得
Figure 863596DEST_PATH_IMAGE012
；或
选择
Figure 699965DEST_PATH_IMAGE010
，使得
Figure 472749DEST_PATH_IMAGE013
；
其中，
Figure 154397DEST_PATH_IMAGE014
表示所述法向导引系数，
Figure 329026DEST_PATH_IMAGE015
表示所述侧向导引系数，
Figure 336297DEST_PATH_IMAGE016
表示所述落角约束项系数。
5.根据权利要求1至4任一项所述的变系数的带落角约束制导方法，其特征在于，关于所述位置变参数调节系数的维托辛斯基函数为：
Figure 596377DEST_PATH_IMAGE017
其中，
Figure 409612DEST_PATH_IMAGE018
表示所述位置变参数调节系数，
Figure 815579DEST_PATH_IMAGE019
表示所述滑翔飞行器的实时高度差，
Figure 118384DEST_PATH_IMAGE020
表示预定目标点与投放点之间的初始高度差，
Figure 475547DEST_PATH_IMAGE021
和
Figure 154790DEST_PATH_IMAGE022
为根据所述参数r选取条件选取的参数r。
6.根据权利要求5所述的变系数的带落角约束制导方法，其特征在于，关于所述落角变参数调节系数的维托辛斯基函数为：
Figure 913799DEST_PATH_IMAGE023
其中，
Figure 387506DEST_PATH_IMAGE024
为所述落角变参数调节系数，
Figure 231965DEST_PATH_IMAGE025
表示所述滑翔飞行器的实时高度差，
Figure 387003DEST_PATH_IMAGE026
表示预定目标点与投放点之间的初始高度差，
Figure 390731DEST_PATH_IMAGE027
和
Figure 409240DEST_PATH_IMAGE028
为根据所述参数r选取条件选取的参数r。
7.一种变系数的带落角约束制导装置，其特征在于，包括：
第一获取模块，用于获取变系数的带落角约束制导律；所述变系数的带落角约束制导律中包括用于调节制导律中的法向导引系数和侧向导引系数的位置变参数调节系数，以及用于调节制导律中的落角约束项系数的落角变参数调节系数；
第二获取模块，用于根据所述法向导引系数、所述侧向导引系数和所述落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；
系数计算模块，用于获取滑翔飞行器的实时高度差并根据所述参数r选取条件，分别求解关于所述位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于所述落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；
制导律输出模块，用于利用计算得到的所述位置变参数调节系数和所述落角变参数调节系数的值，生成解算后的所述变系数的带落角约束制导律；
指令生成模块，用于利用解算后的所述变系数的带落角约束制导律生成制导指令；所述制导指令用于指示所述滑翔飞行器的飞行制导。
8.根据权利要求7所述的变系数的带落角约束制导装置，其特征在于，所述参数r选取条件包括r1参数选取条件和r2参数选取条件，r1>r2；其中，r1表示变参数调节系数的调节范围初值，r2表示变参数调节系数的调节范围终值，所述变参数调节系数包括所述位置变参数调节系数和所述落角变参数调节系数。
9.根据权利要求8所述的变系数的带落角约束制导装置，其特征在于，所述r1参数选取条件至少包括：
选择
Figure 131208DEST_PATH_IMAGE029
，使得
Figure 762041DEST_PATH_IMAGE030
；
选择
Figure 354696DEST_PATH_IMAGE029
，使得
Figure 373468DEST_PATH_IMAGE031
；或
选择
Figure 192519DEST_PATH_IMAGE029
，使得
Figure 751677DEST_PATH_IMAGE032
；
其中，
Figure 605363DEST_PATH_IMAGE033
表示所述法向导引系数，
Figure 326195DEST_PATH_IMAGE034
表示所述侧向导引系数，
Figure 960438DEST_PATH_IMAGE035
表示所述落角约束项系数。
10.一种飞行器，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至6任一项所述的变系数的带落角约束制导方法的步骤。
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