CN118113054A - 一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，涉及航天技术领域，方法包括：基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算需用过载并得到法向需用过载和侧向需用过载；对法向需用过载、侧向需用过载和滚转角指令进行调整，得到最终需用过载和最终滚转角指令；根据飞行器状态、飞行器气动参数和最终需用过载确定飞行器的俯仰舵偏指令；根据最终滚转角指令和飞行器的滚转角确定飞行器的滚转通道RCS的推力指令；根据俯仰舵偏指令和滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出。本发明解决了飞行器制导指令对飞行器执行机构控制分配不合理导致飞行器的机动能力受限或是姿态失稳的问题。

Description

一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法
技术领域
本发明涉及航天技术领域，特别是涉及一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法。
背景技术
随着高速飞行器设计技术的研究发展，提高飞行器制导精度和控制性能成为高速飞行器制导控制系统研究的重要内容。为提高制导精度而不断改进的制导算法所提出的制导指令，往往受限于飞行器机动能力和环境扰动等，飞行器可用过载无法满足指令对需用过载的要求，而控制性能的提升则需伴随着执行机构操纵性能和可靠性的提高。但在实际工程实践中可能由于对执行机构过高的要求而导致其输出响应未达预期，或是由于频繁切换或长期工作在极限位置而出现机构故障，从而导致飞行器的机动能力受限或是姿态失稳情况的出现。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明的目的是提供一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法。本发明解决了现有技术中的飞行器制导指令对飞行器执行机构控制分配不合理导致飞行器的机动能力受限或是姿态失稳的问题。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，包括：
基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算下一时刻飞行器到目标点的弹道系yoz平面内的需用过载；
分别对所述需用过载沿着所述弹道系yoz平面的oy轴方向和oz轴方向进行投影，得到法向需用过载和侧向需用过载；
判断下一时刻飞行器的滚转角指令是否超出下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围，若是，则对所述法向需用过载、所述侧向需用过载和所述滚转角指令进行调整，得到下一时刻飞行器的最终需用过载和最终滚转角指令；
根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数和下一时刻飞行器的最终需用过载确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令；
根据所述最终滚转角指令和当前时刻飞行器的滚转角确定下一时刻飞行器的滚转通道RCS的推力指令；
根据所述俯仰舵偏指令和所述滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出。
优选地，所述基于飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算下一时刻飞行器到目标点的需用过载，包括：
基于飞行器的三自由度质心运动模型和滚转制导律确定当前时刻飞行器升力；
根据所述当前时刻飞行器升力计算下一时刻飞行器到目标点的需用过载。
优选地，所述基于飞行器的三自由度质心运动模型和滚转制导律确定当前时刻飞行器升力，包括：
确定当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线；
根据所述当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线展开的误差平面与弹道系xoy平面之间的夹角确定第一误差角，所述第一误差角为下一时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角；
根据所述当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线之间误差角确定第二误差角；
基于飞行器的三自由度质心运动模型，根据所述第一误差角、所述第二误差角和当前时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角确定第二误差角一阶导函数表达式；
基于滚转制导律，根据第二误差角一阶导函数表达式确定滚转制导系数；
根据所述滚转制导系数确定当前时刻飞行器升力。
优选地，所述第二误差角一阶导函数表达式为：
；
其中，m为飞行器质量，v为飞行器速度矢量的值，R为飞行器与目标之间的距离，G e 为地球重力在误差平面内的投影，为第二误差角，/>为当前时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角，/>为第一误差角。
优选地，所述滚转制导系数的求解公式为：
；
其中，K为滚转制导系数，YL为当前时刻飞行器升力。
优选地，所述当前时刻飞行器升力的计算表达式为：
；
其中，YL为当前时刻飞行器升力。
优选地，所述判断下一时刻飞行器的滚转角指令是否超出下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围，若是，则对所述法向需用过载、所述侧向需用过载和所述滚转角指令进行调整，得到下一时刻飞行器的最终需用过载和最终滚转角指令，包括：
设定下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围；
若所述下一时刻飞行器的滚转角指令超出所述速度滚转角阈值范围，则确定速度滚转角阈值范围内对应的各个滚转角指令中最接近当前滚转角指令，得到最终滚转角指令；
根据所述最终滚转角指令对所述法向需用过载和所述侧向需用过载进行调整，得到调整后的法向需用过载和调整后的侧向需用过载；
根据所述调整后的法向需用过载和调整后的侧向需用过载得到最终需用过载。
优选地，所述调整后的法向需用过载的表达式为：
；
其中，为最终滚转角指令，/>为调整后的法向需用过载，Nc为需用过载。
优选地，所述调整后的侧向需用过载表达式为：
；
其中，为调整后的侧向需用过载，n zc 为法向需用过载，/>为速度滚转角。
优选地，所述根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数和最终需用过载确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令，包括：
根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数求解得到最终需用过载对应的攻角值；
确定飞行器执行机构的俯仰舵效系数和飞行器的力矩平衡，
根据俯仰舵效系数、力矩平衡和所述攻角值确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令。
本发明公开了以下技术效果：
本发明提供了一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，包括：基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算下一时刻飞行器到目标点的弹道系yoz平面内的需用过载；分别对所述需用过载沿着所述弹道系yoz平面的oy轴方向和oz轴方向进行投影，得到法向需用过载和侧向需用过载；判断下一时刻飞行器的滚转角指令是否超出下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围，若是，则对所述法向需用过载、所述侧向需用过载和所述滚转角指令进行调整，得到下一时刻飞行器的最终需用过载和最终滚转角指令；根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数和下一时刻飞行器的最终需用过载确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令；根据所述最终滚转角指令和当前时刻飞行器的滚转角确定下一时刻飞行器的滚转通道RCS的推力指令；根据所述俯仰舵偏指令和所述滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出。本发明提出了分别对其俯仰通道和滚转通道RCS控制重新分配的方法，可实时根据飞行器状态变化和制导指令变化，对制导指令进行修正，并进一步据此对执行机构的控制响应效果进行重新分配。所形成的执行机构控制分配方法具有实现途径便捷、针对不同通道控制参数意义明确的优点从而可以降低飞行器控制系统设计难度、提高控制性能和执行机构控制效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法第一流程图；
图2为本发明实施例提供的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法第二流程图；
图3为本发明实施例提供的误差平面示意图；
图4为本发明实施例提供的法向需用过载和侧向需用过载平面示意图。
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。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1所示，本发明提供了一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，包括：
步骤100：基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算下一时刻飞行器到目标点的弹道系yoz平面内的需用过载；
步骤200：分别对所述需用过载沿着所述弹道系yoz平面的oy轴方向和oz轴方向进行投影，得到法向需用过载和侧向需用过载；
步骤300：判断下一时刻飞行器的滚转角指令是否超出下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围，若是，则对所述法向需用过载、所述侧向需用过载和所述滚转角指令进行调整，得到下一时刻飞行器的最终需用过载和最终滚转角指令；
步骤400：根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数和下一时刻飞行器的最终需用过载确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令；
步骤500：根据所述最终滚转角指令和当前时刻飞行器的滚转角确定下一时刻飞行器的滚转通道RCS的推力指令；
步骤600：根据所述俯仰舵偏指令和所述滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出，其中，RCS为反作用控制系统。
具体的，如图2所示，本实施例还提供了一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法的另一种表示方法：
S1、滚转制导律计算需用过载；
基于飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算导引到目标点所需的在弹道系yoz平面内的需用过载。
S2、弹道系法向需用过载和侧向需用过载；
根据弹道系yoz平面内需用过载，分别沿弹道系oy轴方向、oz方向投影获得法向需用过载和侧向需用过载。
S3、设定滚转角范围的制导指令修正；
限定速度滚转角变化范围，当需用过载与弹道系纵向平面夹角超过该范围，对法向需用过载和侧向需用过载进行重新分配，并进一步调整合需用过载（最终需用过载）和滚转角指令。
S4、根据修正的制导指令（最终滚转角指令）确定不同执行机构的输出。
基于最终确定的合需用过载和滚转角指令，由需用过载确定相应的俯仰舵偏指令，由滚转角指令确定滚转通道RCS的推力指令。
进一步的，所述基于飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算下一时刻飞行器到目标点的需用过载，包括：
基于飞行器的三自由度质心运动模型和滚转制导律确定当前时刻飞行器升力；
根据所述当前时刻飞行器升力计算下一时刻飞行器到目标点的需用过载。
进一步的，所述基于飞行器的三自由度质心运动模型和滚转制导律确定当前时刻飞行器升力，包括：
确定当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线；
根据所述当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线展开的误差平面与弹道系xoy平面之间的夹角确定第一误差角，所述第一误差角为下一时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角；
根据所述当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线之间误差角确定第二误差角；
基于飞行器的三自由度质心运动模型，根据所述第一误差角、所述第二误差角和当前时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角确定第二误差角一阶导函数表达式；
基于滚转制导律，根据第二误差角一阶导函数表达式确定滚转制导系数；
根据所述滚转制导系数确定当前时刻飞行器升力。
具体的，以飞行器速度v与飞行器与目标点连线构成的平面为误差平面，参见图3，其与弹道系xho1yh平面夹角为ξ，即第一误差角。ξ从yh开始，向着飞行器与目标点连线一侧旋转，沿着xh方向看顺时针转动为正。飞行器升力为，飞行器速度和飞行器与目标点连线之间的误差角为η，即第二误差角。以第一误差角作为下一时刻飞行器应执行的滚转角指令方向，即下一时刻飞行器升力与弹道系xho1yh平面之间夹角应为/>。图3中T表示制导律所导向的目标点。
进一步的，记速度矢量v和飞行器与目标点连线之间误差角为，当前时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角为/>，基于飞行器的三自由度质心运动模型可得第二误差角一阶导函数表达式为：
； （1）
其中，m为飞行器质量，v为飞行器速度矢量的值，R为飞行器与目标之间的距离，G e 为地球重力在误差平面内的投影，为第二误差角，/>为当前时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角，/>为第一误差角。
进一步的，所述滚转制导系数的求解公式为：
； （2）
其中，K为滚转制导系数，YL为当前时刻飞行器升力。
由于η趋近于零则有，整理得：
； （3）
t为飞行器当前飞行时刻，t f 为飞行器终端落地时刻，求解式（3）可得
； （4）
其中η 0为飞行器再入时刻飞行误差角。当K>1时，得：
；
式（4）表明误差角在飞行器接近目标点时趋于0，从而保证了飞行器的制导精度。
适当选取滚转制导系数的值，并令/>，根据式（2）得到所需升力（当前时刻飞行器升力的计算表达式）为：
； （5）
其中，YL为当前时刻飞行器升力。
更进一步的，得到下一时刻在弹道系yoz平面内的需用过载为：
； （6）
更进一步的，所述判断下一时刻飞行器的滚转角指令是否超出下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围，若是，则对所述法向需用过载、所述侧向需用过载和所述滚转角指令进行调整，得到下一时刻飞行器的最终需用过载和最终滚转角指令，包括：
设定下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围；
若所述下一时刻飞行器的滚转角指令超出所述速度滚转角阈值范围，则确定速度滚转角阈值范围内对应的各个滚转角指令中最接近当前滚转角指令，得到最终滚转角指令；
根据所述最终滚转角指令对所述法向需用过载和所述侧向需用过载进行调整，得到调整后的法向需用过载和调整后的侧向需用过载；
根据所述调整后的法向需用过载和调整后的侧向需用过载得到最终需用过载。
根据下一时刻滚转角指令和需用过载N c ，参见图4，将需用过载N c 分别向弹道系o1yh轴,o1zh方向投影，其中，/>即N c 在弹道系oy轴的投影；n z 即N c 在弹道系oz轴的投影；N’即最终需用过载；/>即N’在弹道系oy轴的投影。通过需用过载与滚转角的三角函数的乘积，分别获得法向需用过载和侧向需用过载为：
； （7）
； （8）
为降低高速飞行器控制系统设计难度，同时考虑到执行机构的控制效率，限定速度滚转角变化范围在之间。当下一时刻滚转角指令/>超过/>的变化范围时，则下一时刻滚转角指令取值变为/>中更接近计算值的那一项，即飞行器升力转到滚转角为/>或/>的平面内。此时需要重新分配法向需用过载和侧向需用过载，此时令侧向需用过载/>仍然为式（8）的计算结果，通过增大需用过载/>使滚转角被限定在/>之间时，需用过载/>在弹道系o1zh方向投影依然满足式（8）的计算结果，此时法向需用过载（调整后的法向需用过载）为：
； （9）
其中，为最终滚转角指令，/>为调整后的法向需用过载，N c 为需用过载，
进一步的，所述调整后的侧向需用过载表达式为：
； （10）
其中，为调整后的侧向需用过载，n zc 为法向需用过载，/>为速度滚转角。
具体的，
进一步的，所述根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数和最终需用过载确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令，包括：
根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数求解得到最终需用过载对应的攻角值；
确定飞行器执行机构的俯仰舵效系数和飞行器的力矩平衡，
根据俯仰舵效系数、力矩平衡和所述攻角值确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令。
具体的，根据需用过载和当前时刻高速飞行器状态及气动参数，求解得到飞行器升力能够提供需用过载时对应的攻角值，再由飞行器执行机构的俯仰舵效系数和力矩平衡得到提供该攻角所需的舵偏角，作为下一时刻的俯仰舵偏指令。
根据飞行器下一时刻滚转角指令和当前滚转角/>确定滚转通道RCS的推力指令，基于RCS推力器输出函数，由滚转角角度差值和仿真步长确定RCS推力器的工作时间和推力大小。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，包括：
基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算下一时刻飞行器到目标点的弹道系yoz平面内的需用过载；
分别对所述需用过载沿着所述弹道系yoz平面的oy轴方向和oz轴方向进行投影，得到法向需用过载和侧向需用过载；
判断下一时刻飞行器的滚转角指令是否超出下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围，若是，则对所述法向需用过载、所述侧向需用过载和所述滚转角指令进行调整，得到下一时刻飞行器的最终需用过载和最终滚转角指令；
根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数和下一时刻飞行器的最终需用过载确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令；
根据所述最终滚转角指令和当前时刻飞行器的滚转角确定下一时刻飞行器的滚转通道RCS的推力指令，其中，RCS为反作用控制系统，当前时刻飞行器的滚转角为当前时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角；
根据所述俯仰舵偏指令和所述滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出。
2.根据权利要求1所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算下一时刻飞行器到目标点的弹道系yoz平面内的需用过载，包括：
基于飞行器的三自由度质心运动模型和滚转制导律确定当前时刻飞行器升力；
根据所述当前时刻飞行器升力计算下一时刻飞行器到目标点的弹道系yoz平面内的需用过载。
3.根据权利要求2所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述基于飞行器的三自由度质心运动模型和滚转制导律确定当前时刻飞行器升力，包括：
确定当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线；
根据所述当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线展开的误差平面与弹道系xoy平面之间的夹角确定第一误差角，所述第一误差角为下一时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角；
根据所述当前时刻飞行器的速度矢量和当前时刻飞行器与目标点连线之间误差角确定第二误差角；
基于飞行器的三自由度质心运动模型，根据所述第一误差角、所述第二误差角和当前时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角确定第二误差角一阶导函数表达式；
基于滚转制导律，根据第二误差角一阶导函数表达式确定滚转制导系数；
根据所述滚转制导系数确定当前时刻飞行器升力。
4.根据权利要求3所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述第二误差角一阶导函数表达式为：
；
其中，m为飞行器质量，v为飞行器速度矢量的值，R为飞行器与目标之间的距离，G e 为地球重力在误差平面内的投影，为第二误差角，/>为当前时刻飞行器升力与弹道系xoy平面之间夹角，/>为第一误差角，/>为第二误差角一阶导函数。
5.根据权利要求4所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述滚转制导系数的求解公式为：
；
其中，K为滚转制导系数，YL为当前时刻飞行器升力。
6.根据权利要求5所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述当前时刻飞行器升力的计算表达式为：
；
其中，YL为当前时刻飞行器升力。
7.根据权利要求4所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述判断下一时刻飞行器的滚转角指令是否超出下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围，若是，则对所述法向需用过载、所述侧向需用过载和所述滚转角指令进行调整，得到下一时刻飞行器的最终需用过载和最终滚转角指令，包括：
设定下一时刻飞行器的速度滚转角阈值范围；
若所述下一时刻飞行器的滚转角指令超出所述速度滚转角阈值范围，则确定速度滚转角阈值范围内对应的各个滚转角指令中最接近当前滚转角指令，得到最终滚转角指令；
根据所述最终滚转角指令对所述法向需用过载和所述侧向需用过载进行调整，得到调整后的法向需用过载和调整后的侧向需用过载；
根据所述调整后的法向需用过载和调整后的侧向需用过载得到最终需用过载。
8.根据权利要求7所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述调整后的法向需用过载的表达式为：
；
其中，为最终滚转角指令，/>为调整后的法向需用过载，Nc为需用过载。
9.根据权利要求8所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述调整后的侧向需用过载表达式为：
；
其中，为调整后的侧向需用过载，n zc 为法向需用过载，/>为速度滚转角。
10.根据权利要求1所述的一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，其特征在于，所述根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数和下一时刻的最终需用过载确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令，包括：
根据当前时刻飞行器状态、飞行器气动参数求解得到最终需用过载对应的攻角值；
确定飞行器执行机构的俯仰舵效系数和飞行器的力矩平衡，
根据俯仰舵效系数、力矩平衡和所述攻角值确定下一时刻飞行器的俯仰舵偏指令。
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Wenhai et al. Nonlinear Comprehensive Decoupling Controller Based on Direct Lift Control for Carrier Landing

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