[發明專利]一種升力式飛行器高動態下壓段制導方法

有效

• 申請號: 201610281968.5
• 申請日: 2016-04-29
• 公開（公告）號: CN105759830B
• 公開（公告）日: 2017-03-22
• 發明（設計）人: 馬衛華;楊業;黃萬偉;祁振強;包為民;梁祿揚;吳浩;郭濤;徐國強;劉毅
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京君恒知識產權代理事務所(普通合伙)11466
• 代理人: 張璐,黃啟行

技術領域

本發明涉及航天領域，尤其涉及一種升力式飛行器高動態下壓段制導方法。

背景技術

升力式飛行器飛行過程一般包括再入初段、滑翔段、下壓段等飛行段，飛行器在滑翔結束后為實現對目標的打擊，需進行高動態條件下的下壓段飛行，這時飛行器需承受很大的過載及動壓，而由于飛行器結構等系統的限制，對過載和動壓有嚴格限制要求，且對于高速飛行器中的升力式飛行器，其不同于軸對稱飛行器，升力式飛行器需翻身180度，采用大攻角翻身才能實現下壓段飛行過程，且在下壓段終端也需滿足相應的高度、側向位置、傾角、航程等約束限制。

現有的制導方法主要用于軸對稱飛行器的下壓段飛行，由于其對終端參數并沒有嚴格控制，所以并不適用于高動態條件下的升力式飛行器的下壓段問題。

發明內容

針對上述現有技術存在的缺陷，本發明提供一種升力式飛行器高動態下壓段制導方法，實現了升力式飛行器的高速翻身下壓制導，解決了飛行器高動態條件下翻身困難，且對下壓段終端高度、傾角、側向位置等有嚴格約束的問題。

本發明提供的一種升力式飛行器高動態下壓段制導方法，其改進之處在于，該方法包括如下步驟：

(1)計算下壓段制導力，包括法向力、法向力指令和側向力；

(2)根據制導力計算下壓段指令，包括傾側角指令和攻角指令；

(3)通過對下壓段指令的跟蹤，控制升力式飛行器在下壓段過程的飛行。

優選的，法向力的計算方法為：

F_yc1＝N_ycx0·m·g₀，F_yc2＝-[K_h1(h-H_cx)+K_hd1(sin(Θ)-sin(Θ_cx))V_d]，其中：

H_cx為高度指令，Θ_cx為傾角指令，N_ycx0為標稱狀態法向過載指令，m為飛行器質量，g₀為重力，N_ycx0>0，-F_N1≤F_yc2≤F_N1，F_N1>0.0，為制導限幅力；h為飛行高度；θ為當地彈道傾角；V_d為飛行器瞬時速度；K_h1為高度PD控制的比例環節系數，K_hd1為高度PD控制的微分環節系數；

法向力指令的計算方法為：F_ycx＝F_yc1×K_sgnl+F_yc2，其中，K_sgnl為升力式飛行器的翻身標志，若飛行器翻身，則取值為-1，若不翻身，則取值為1。

較優選的，側向力的計算方法為：

其中，為側向位置指令，為側向速度指令，K_z、K_zd為側向制導參數，K_z為側向位置PD控制的比例環節系數，K_zd為側向位置PD控制的微分環節系數。

較優選的，傾側角指令的計算方法為：

需考慮角度的連續問題。

較優選的，攻角指令的計算方法為：

其中，c₀、c₁為制導設計參數，一般取常值；q為動壓，S_m為飛行器特征面積。

本發明主要針對升力式飛行器的高動態下壓段飛行，其采用翻身下壓方式，并對高度、傾角、側向位置等參數進行精確控制，滿足了下壓段終端約束要求。

基于PD反饋控制原理，通過法向力計算，將縱向約束條件，即高度、傾角等多約束條件巧妙地轉化為了單一直觀的法向力需求，并同時兼顧了法向過載約束；通過側向力的計算，將側向位置和側向速度轉換為了側向力需求；利用法向力和側向力，結合飛行器氣動特性，推導給出了傾側角指令和攻角指令，便于姿態控制系統對制導指令的跟蹤，實現了升力式飛行器在高動態環境中下壓段的精確飛行控制。

附圖說明

圖1為本發明實施例的升力式飛行器高動態下壓段制導方法的流程圖。

具體實施方式