[發(fā)明專利]飛行器制導(dǎo)指令計(jì)算方法、側(cè)滑角計(jì)算方法及制導(dǎo)方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010412768.5
• 申請日: 2020-05-15
• 公開（公告）號: CN111506113B
• 公開（公告）日: 2023-06-06
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 湯國建;朱建文;何睿智;張洪波
• 申請（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍國防科技大學(xué)
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 長沙正奇專利事務(wù)所有限責(zé)任公司 43113
• 代理人: 馬強(qiáng);王娟

本發(fā)明公開了一種飛行器制導(dǎo)指令計(jì)算方法、側(cè)滑角計(jì)算方法及制導(dǎo)方法，綜合利用最優(yōu)控制與預(yù)測校正設(shè)計(jì)能夠滿足終端多種約束的非程序制導(dǎo)律。本發(fā)明的方法對不同的終端約束具有較強(qiáng)的適應(yīng)性，即該策略不依賴于飛行程序，其在不改變第一級程序的前提下仍能滿足終端不同的狀態(tài)約束。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器制導(dǎo)控制領(lǐng)域，特別是不依賴標(biāo)準(zhǔn)飛行程序的高超聲速飛行器助推段多約束制導(dǎo)方法。

背景技術(shù)

助推-滑翔高超聲速飛行器以其作戰(zhàn)空域大、反應(yīng)速度快、機(jī)動性能好、突防能力強(qiáng)、命中精度高等諸多優(yōu)點(diǎn)，已經(jīng)成為世界各航天大國爭相發(fā)展的核心領(lǐng)域。助推-滑翔飛行器的飛行過程為：助推火箭首先將滑翔體發(fā)射到一定高度并實(shí)現(xiàn)分離，隨后滑翔體利用氣動升力在高度位于20-100km范圍內(nèi)的臨近空間以大于或等于5馬赫的速度做長時(shí)間、遠(yuǎn)距離滑翔飛行，最后進(jìn)行俯沖下壓以實(shí)現(xiàn)高精度打擊。其中，助推段為整個飛行提供了全部動能，是決定飛行任務(wù)能否完成的必要條件。該飛行器需要對廣域目標(biāo)進(jìn)行覆蓋，并適應(yīng)多樣化的飛行任務(wù)。因此，助推制導(dǎo)需要解決的關(guān)鍵問題為：一是制導(dǎo)的適應(yīng)性問題，增強(qiáng)對不同制導(dǎo)任務(wù)的適應(yīng)能力，需要助推制導(dǎo)律不依賴標(biāo)準(zhǔn)飛行程序，并根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)生成制導(dǎo)指令；二是制導(dǎo)的大范圍覆蓋問題，為增大滑翔段的射程覆蓋范圍，要求助推終端速度能夠?qū)崿F(xiàn)大范圍可調(diào)。

當(dāng)前的助推制導(dǎo)主要為攝動制導(dǎo)、迭代制導(dǎo)以及能量管理。傳統(tǒng)的攝動制導(dǎo)方法需要大量的射前計(jì)算，由此導(dǎo)致需要較長的發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間，其自適應(yīng)性與靈活性較差。迭代制導(dǎo)與能量管理能夠有效用于彈道導(dǎo)彈大氣層外制導(dǎo)，且缺乏剩余能量在助推全程的分配，因此終端速度調(diào)整范圍較小。因此，針對全程處于大氣層內(nèi)，且對自適應(yīng)性要求極高的固體助推制導(dǎo)而言，需要研究不依賴飛行程序、且能根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)生成指令的自適應(yīng)制導(dǎo)方法。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是，針對上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種不依賴飛行程序、且能根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)生成指令的飛行器制導(dǎo)指令計(jì)算方法、側(cè)滑角計(jì)算方法及制導(dǎo)方法。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是：一種飛行器制導(dǎo)指令計(jì)算方法，該方法包括：利用下述公式計(jì)算助推制導(dǎo)指令攻角α和側(cè)滑角，其中：

飛行器的攻角α的計(jì)算公式為：

其中，v為飛行器速度大小；為當(dāng)?shù)厮俣葍A角；h為飛行器飛行高度；m為飛行器質(zhì)量；g₀＝g，g為引力加速度；r為地心距；ρ為大氣密度；S_m為參考面積；為飛行器速度的變化率；C_L為升力系數(shù)；P_e為發(fā)動機(jī)推力；為期望的終端高度的變化率；

t為以起飛時(shí)刻為零時(shí)刻的飛行器飛行時(shí)間、t_f為飛行器的終端飛行時(shí)間、h_f為終端高度約束；

飛行器在低空段的側(cè)滑角的計(jì)算公式為：其中，β(t)為t時(shí)刻側(cè)滑角；為最大側(cè)滑角變化率，β₀為速度控制前的基準(zhǔn)側(cè)滑角，Δβ_m為最大調(diào)姿角；t₂₀-t₂₆為低空段速度控制的時(shí)間段，t₂₀,t₂₁，……t₂₆為該時(shí)間段內(nèi)的時(shí)刻；

飛行器在高空段的側(cè)滑角的計(jì)算公式為：

其中，與分別為飛行器當(dāng)前飛行速度與終端預(yù)測速度；為當(dāng)前速度傾角；為當(dāng)前速度傾角變化率；t_c0為當(dāng)前時(shí)刻；為t_f處的飛行器質(zhì)量，即終端質(zhì)量；為當(dāng)前時(shí)刻飛行器質(zhì)量，為質(zhì)量的變化率；β(t_c0)表示當(dāng)前時(shí)刻的側(cè)滑角。

本發(fā)明采用最優(yōu)制導(dǎo)方法計(jì)算攻角指令以滿足終端高度與速度傾角約束，通過調(diào)整側(cè)滑角實(shí)現(xiàn)終端速度大小控制，不依賴飛行程序，在不改變第一級程序的前提下仍能滿足終端不同的狀態(tài)約束，且能根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)生成制導(dǎo)指令，自適應(yīng)性好，靈活性高。