[發(fā)明專利]面向變質(zhì)心飛行器的工程化再入制導(dǎo)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201910722231.6
• 申請(qǐng)日: 2019-08-06
• 公開（公告）號(hào): CN110425943B
• 公開（公告）日: 2021-05-07
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 周敏;周軍;葛振振;趙金龍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08;F42B15/01
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 王鮮凱

1.一種面向變質(zhì)心飛行器的工程化再入制導(dǎo)方法，其特征在于包括以下步驟：

步驟一、比例制導(dǎo)律增廣；

定義地面坐標(biāo)系為ex_ey_ez_e，簡(jiǎn)記為e：原點(diǎn)e取初始時(shí)刻飛行器質(zhì)心o在地面投影點(diǎn)；ey_e在地心O_E與飛行器質(zhì)心o的連線上，指向飛行器質(zhì)心o為正；而ex_e在過(guò)e點(diǎn)垂直于ey_e的平面內(nèi)，指向目標(biāo)點(diǎn)；ex_ey_ez_e構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系；

定義視線坐標(biāo)系oξ_oη_oζ_o，簡(jiǎn)記為S：原點(diǎn)在飛行器質(zhì)心o處；oξ_o由飛行器質(zhì)心指向目標(biāo)點(diǎn)；oζ_o在水平面內(nèi)，即在e-xz平面內(nèi)，且與oξ_o軸垂直，沿著oξ_o正向看去向右為正，oη_o軸與oξ_o、oζ_o軸組成右手直角坐標(biāo)系；

定義視線角高低角λ_D和視線方位角λ_T；λ_T是視線oξ_o在地平面上的投影與ox_e之間的夾角；λ_D是視線oξ_o與地平面之間夾角；

視線坐標(biāo)系通過(guò)地面坐標(biāo)系按2-3-1次序轉(zhuǎn)動(dòng)兩次得到；記地面坐標(biāo)系與視線坐標(biāo)系之間的方向余弦矩陣為S_e：

[oξ_o oη_o oζ_o]^T＝S_e[x_e y_e z_e]^T (1)

其中：

設(shè)飛行器相對(duì)于地面坐標(biāo)系的速度矢量轉(zhuǎn)動(dòng)角速度在視線坐標(biāo)系中的投影為和根據(jù)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣得到：

其中，θ為彈道傾角，和分別為彈道傾角角速度、彈道偏角角速度；

聯(lián)立式(2)和式(3)得到

在基本比例制導(dǎo)律的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)增廣項(xiàng)，使速度方向變化率和視線角速度滿足：

其中，視線角和角速度λ_D、和由飛行器導(dǎo)引系統(tǒng)提供；K_LD(λ_D-γ_DF)/T_g為增廣項(xiàng)，用于調(diào)節(jié)末端彈道傾角大小，實(shí)現(xiàn)飛行彈道的抬升和下壓，用于調(diào)節(jié)落速和落角；K_GD、K_GT為基本比例制導(dǎo)參數(shù)，K_LD為增廣項(xiàng)制導(dǎo)系數(shù)，其取值隨著高度降低進(jìn)行切換；γ_DF為落角落速約束決定的參數(shù)；T_g為當(dāng)前彈目距離R和飛行速度V估算的剩余飛行時(shí)間；

步驟二、制導(dǎo)系數(shù)擴(kuò)維設(shè)計(jì)；

對(duì)制導(dǎo)系數(shù)K_LD進(jìn)行魯棒性擴(kuò)維設(shè)計(jì)，以提高變質(zhì)心固定配平型飛行器在多種偏差因素綜合作用下的魯棒性，設(shè)計(jì)如下：

式中，h_i(i＝1,…,n)是選取的制導(dǎo)系數(shù)K_LD切換高度，且h₁…h(huán)_ih_i+1…h(huán)_n，各切換高度值均在初始高度和落點(diǎn)之間，即h₁h₀和h_n0滿足，其中h₀為飛行器初始高度；是標(biāo)稱條件下切換高度h_i(i＝1,…,n)處的制導(dǎo)系數(shù)K_LD的取值；是初始再入彈道傾角標(biāo)稱值；θ₀是初始再入彈道傾角實(shí)際值；V_i^*(i＝1,…,n)分別為標(biāo)稱條件下飛行器在制導(dǎo)系數(shù)切換高度h_i處的彈道傾角和速度大小；θ_i、V_i(i＝1,…,n)分別為實(shí)際飛行過(guò)程中飛行器在制導(dǎo)系數(shù)切換高度h_i處的實(shí)際彈道傾角和速度大??；K_θi、K_Vi(i＝1,…,n)是制導(dǎo)系數(shù)切換高度處的偏差修正系數(shù)，用于提高增廣比例制導(dǎo)律的魯棒性，其取值均為非負(fù)值；

增廣律比例制導(dǎo)律的增廣項(xiàng)系數(shù)K_LD進(jìn)行魯棒性擴(kuò)維設(shè)計(jì)如式(6)，該系數(shù)是飛行器當(dāng)前飛行速度、彈道傾角和典型高度點(diǎn)上標(biāo)稱飛行速度、彈道傾角偏差的函數(shù)，依據(jù)飛行器在不同高度點(diǎn)上的飛行狀態(tài)偏差量修正彈道，保證落角、落速末端約束滿足；

以上變質(zhì)心固定配平型飛行器從初始再入到最終落地的飛行過(guò)程中，在各制導(dǎo)系數(shù)切換高度處僅進(jìn)行一次切換；

步驟三、速度滾轉(zhuǎn)角指令確定；

基于增廣比例制導(dǎo)律式(5)得到需用的速度方向轉(zhuǎn)動(dòng)角速度代入式(4)得到需用的彈道傾角和彈道偏角的角速度和分別為：

依據(jù)飛行器動(dòng)力學(xué)規(guī)律可知法向需用過(guò)載n_yc和側(cè)向需用過(guò)載n_zc由彈道傾角θ、彈道偏角ψ_V、飛行器飛行速度V和重力加速度g計(jì)算得到：

由于固定配平型變質(zhì)心飛行器僅以速度傾側(cè)角為控制量，升力大小無(wú)法控制，而以上給出的增廣比例制導(dǎo)需要兩個(gè)相互獨(dú)立的控制量n_yc、n_zc；為了將增廣比例制導(dǎo)律應(yīng)用于固定配平型變質(zhì)心飛行器，利用以下公式將n_yc和n_zc轉(zhuǎn)換為速度傾側(cè)角指令：

式中，γ_vc為速度傾側(cè)角指令；n_t為固定配平型飛行器可實(shí)現(xiàn)的最大徑向過(guò)載n_t＝Y(jié)/(M_tg)，即垂直于彈體縱軸方向的合過(guò)載，其中Y為飛行器受到的法向合外力，M_tg為飛行器總重量；arctan2(·)函數(shù)為：

式(9)的物理意義是：當(dāng)可用徑向總過(guò)載n_t小于需用總過(guò)載時(shí)，使徑向總過(guò)載方向與需用總過(guò)載方向重合；當(dāng)可用徑向總過(guò)載大于需用總過(guò)載時(shí)，將可用徑向總過(guò)載沿需用總過(guò)載方向和需用總過(guò)載垂直方向進(jìn)行分解，并且使沿需用總過(guò)載方向的分量與需用總過(guò)載矢量相等。