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      一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計方法及系統(tǒng)的制作方法

      文檔序號:6307545閱讀:299來源:國知局
      一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計方法及系統(tǒng)的制作方法
      【專利摘要】本發(fā)明公開了一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計方法及系統(tǒng),方法包括以下步驟:S1、采集飛行器的速度V、飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置Zt以及飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置Z,獲取飛行器飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO;S2、獲取飛行器末制導(dǎo)指令A(yù)z1;S3、根據(jù)飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO和末制導(dǎo)指令A(yù)z1確定飛行器最終的制導(dǎo)指令A(yù)z,作為自動駕駛儀的輸入指令從而實現(xiàn)飛行器的反向180°盤旋飛行。本發(fā)明還提供了一種實現(xiàn)上述方法的系統(tǒng)。實施本發(fā)明可以非常便捷地實現(xiàn)飛行器反向180°飛行,具有算法簡單、易于工程實現(xiàn)、對自動駕駛儀壓力小的優(yōu)點。
      【專利說明】一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計方法及系統(tǒng)

      【技術(shù)領(lǐng)域】
      [0001]本發(fā)明屬于導(dǎo)引律【技術(shù)領(lǐng)域】,具體涉及到一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計方法及系統(tǒng)。

      【背景技術(shù)】
      [0002]國內(nèi)目前的180度反向盤旋飛行的導(dǎo)引律設(shè)計基本上都是在地面離線規(guī)劃飛行軌跡,裝載于計算機(jī)存貯體中。隨后在真實飛行過程中,通過飛行器實際位置和速度與裝載于計算機(jī)存貯體中的飛行器進(jìn)行比對得到偏差值,修正偏差值從而實現(xiàn)飛行器的盤旋飛行。
      [0003]但是此類傳統(tǒng)方法存在如下缺陷:當(dāng)飛行器起控時刻初始值距離地面離線規(guī)劃的飛行軌跡值存在較大偏差時,地面離線規(guī)劃的飛行軌跡已經(jīng)不再是最優(yōu)軌跡;若是仍然將飛行器導(dǎo)引到地面離線規(guī)劃飛行軌跡上,所需過載較大,攻角變化迅速,給自動駕駛儀設(shè)計帶來不必要的抗干擾需求。


      【發(fā)明內(nèi)容】

      [0004]針對現(xiàn)有技術(shù)的缺陷和技術(shù)需求,本發(fā)明提供了一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計方法及系統(tǒng),可解決現(xiàn)有技術(shù)過載較大、攻角變化迅速、給自動駕駛儀帶來不必要的抗干擾需求的缺陷。
      [0005]為實現(xiàn)上述目的,按照本發(fā)明,提供了一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計方法,所述方法包括以下步驟:
      [0006]S1、采集飛行器的速度V、飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置Zt以及飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置Z,獲取飛行器在發(fā)射系下水平面中盤旋向心加速度,即飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO:
      [0007]AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2);
      [0008]其中,sigma為飛行器速度V的彈道偏角,Z為飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置,Zt為飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置,Vx為飛行器速度V在發(fā)射系下X軸的投影,Vz為飛行器速度V在發(fā)射系下Z軸的投影;
      [0009]S2、獲取飛行器末制導(dǎo)指令A(yù)zl,Azl =Kl (Zt-Z) _K2*Vz,其中Kl為比例控制系數(shù),K2為微分控制系數(shù);
      [0010]S3、根據(jù)飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO和末制導(dǎo)指令A(yù)zl確定飛行器最終的制導(dǎo)指令A(yù)z,作為自動駕駛儀的輸入指令從而實現(xiàn)飛行器的反向180°盤旋飛行-M =(1-Lmda)*AzO+(Lmda)*AzI ;
      [0011]將飛行器當(dāng)前位置與盤旋圓心的連線與發(fā)射系Z軸的夾角定義為圓心角:當(dāng)圓心角大于15°時,過渡因子Lmda = O ;當(dāng)圓心角小于等于15°時,若Os彡T彡2s則過渡因子 Lmda = T/2 ;T ^ 2s 時過渡因子 Lmda = I。
      [0012]相應(yīng)地,本發(fā)明還提供了一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計系統(tǒng),所述系統(tǒng)包括依次連接的飛行器中制導(dǎo)指令獲取模塊、飛行器末制導(dǎo)指令獲取模塊和飛行器最終制導(dǎo)指令獲取模塊;
      [0013]所述飛行器中制導(dǎo)指令獲取模塊用于采集飛行器的速度V、飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置Zt以及飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置Z,獲取飛行器在發(fā)射系下水平面中盤旋向心加速度,即飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO:
      [0014]AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2);
      [0015]其中,sigma為飛行器速度V的彈道偏角,Z為飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置,Zt為飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置,Vx為飛行器速度V在發(fā)射系下X軸的投影,Vz為飛行器速度V在發(fā)射系下Z軸的投影;
      [0016]所述飛行器末制導(dǎo)指令獲取模塊用于獲取飛行器末制導(dǎo)指令A(yù)zl,Azl =Kl (Zt-Z)-K2*Vz,其中Kl為比例控制系數(shù),K2為微分控制系數(shù);
      [0017]所述飛行器最終制導(dǎo)指令獲取模塊用于根據(jù)飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO和末制導(dǎo)指令A(yù)zl確定飛行器最終的制導(dǎo)指令A(yù)z,作為自動駕駛儀的輸入指令從而實現(xiàn)飛行器的反向180。盤旋飛行:Az = (1-Lmda) *AzO+(Lmda) *AzI ;
      [0018]將飛行器當(dāng)前位置與盤旋圓心的連線與發(fā)射系Z軸的夾角定義為圓心角:當(dāng)圓心角大于15°時,過渡因子Lmda = O ;當(dāng)圓心角小于等于15°時,若Os彡T彡2s則過渡因子 Lmda = T/2 ;T ^ 2s 時過渡因子 Lmda = I。
      [0019]總體而言,通過本發(fā)明所構(gòu)思的以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比,主要具備以下的技術(shù)優(yōu)點:通過獲取飛行軌跡的曲率半徑,匹配速度后得到中制導(dǎo)指令即向心加速度導(dǎo)引指令,飛行器橫向自動駕駛儀通過跟蹤向心加速度指令從而實現(xiàn)180度反向盤旋飛行;通過借用直線軌跡的ro控制可實現(xiàn)飛行末端彈道偏角精確控制的目的,同時還可避免中制導(dǎo)算法在飛行器接近目標(biāo)點的時間段內(nèi)收斂性較差的缺陷;通過進(jìn)行中、末制導(dǎo)指令的平滑過渡,可避免中末制導(dǎo)直接切換對自動駕駛儀帶來的沖擊。本發(fā)明方法及系統(tǒng)基于曲率半徑與向心加速度的轉(zhuǎn)換規(guī)律,具有算法簡單、易于工程實現(xiàn)、對飛行器自動駕駛儀壓力小的特點。

      【專利附圖】

      【附圖說明】
      [0020]圖1為本發(fā)明方法工作流程圖;
      [0021]圖2為本發(fā)明方法中制導(dǎo)指令生成原理圖;
      [0022]圖3為本發(fā)明方法中飛行器180度反向盤旋縱橫向位置軌跡仿真結(jié)果圖。

      【具體實施方式】
      [0023]為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白,以下結(jié)合附圖及實施例,對本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解,此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明,并不用于限定本發(fā)明。此外,下面所描述的本發(fā)明各個實施方式中所涉及到的技術(shù)特征只要彼此之間未構(gòu)成沖突就可以相互組合。
      [0024]本發(fā)明導(dǎo)引律設(shè)計方法,主要通過獲取飛行軌跡的曲率半徑,匹配速度后即可得到向心加速度導(dǎo)引指令。橫向自動駕駛儀通過跟蹤該指令從而實現(xiàn)180°反向盤旋飛行。而縱向自動駕駛儀則可跟蹤帶彈道傾角約束的修正比例導(dǎo)引指令來實現(xiàn)縱向飛行。故本發(fā)明中所涉及的制導(dǎo)指令均為橫向制導(dǎo)指令。
      [0025]本發(fā)明導(dǎo)引律設(shè)計方法基于曲率半徑與向心加速度的轉(zhuǎn)換規(guī)律,可以非常便捷實現(xiàn)飛行器反向180°飛行。本發(fā)明方法具有算法簡單,易于工程實現(xiàn)的優(yōu)點。如圖1所示,本發(fā)明方法主要包括三大步驟——中制導(dǎo)指令的實現(xiàn);末制導(dǎo)指令的實現(xiàn);最終制導(dǎo)指令的實現(xiàn):
      [0026]第一步為中制導(dǎo)指令的實現(xiàn):該步驟利用曲率半徑與向心加速度的相互關(guān)系得到中制導(dǎo)指令,是實現(xiàn)飛行器反向180°的盤旋飛行軌跡的主體部分;
      [0027]第二步為末制導(dǎo)指令的實現(xiàn),該步驟借用直線軌跡的ro控制,一方面可實現(xiàn)飛行末端彈道偏角精確控制的目的,另一方面還可避免中制導(dǎo)算法在飛行器接近目標(biāo)點的時間段內(nèi)收斂性較差的缺陷;
      [0028]第三步為最終制導(dǎo)指令的實現(xiàn),根據(jù)最終制導(dǎo)指令實現(xiàn)飛行器反向180°盤旋飛行,該步驟實現(xiàn)了中、末制導(dǎo)的平滑過渡,避免了中末制導(dǎo)直接切換帶來的對自動駕駛儀的沖擊。
      [0029]本發(fā)明方法三個步驟具體實現(xiàn)方法如下:
      [0030]S1、采集飛行器的速度V、飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置Zt以及飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置Z,獲取飛行器在發(fā)射系下水平面中盤旋向心加速度,即飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO:
      [0031]AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2);
      [0032]其中,sigma為飛行器速度V的彈道偏角,Z為飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置,Zt為飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置,Vx為飛行器速度V在發(fā)射系下X軸的投影,Vz為飛行器速度V在發(fā)射系下Z軸的投影。
      [0033]S2、獲取飛行器末制導(dǎo)指令A(yù)zl,Azl =Kl (Zt-Z) _K2*Vz,其中Kl為比例控制系數(shù),K2為微分控制系數(shù);
      [0034]S3、根據(jù)飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO和末制導(dǎo)指令A(yù)zl確定飛行器最終的制導(dǎo)指令A(yù)z,作為自動駕駛儀的輸入指令從而實現(xiàn)飛行器的反向180°盤旋飛行-M =(1-Lmda)*AzO+(Lmda)*AzI ;
      [0035]獲取飛行器當(dāng)前位置與盤旋圓心的連線與發(fā)射系Z軸的夾角,將其定義為圓心角;
      [0036]當(dāng)圓心角大于15°時,過渡因子Lmda = O ;
      [0037]當(dāng)圓心角小于等于15°時,若Os彡T彡2s則過渡因子Lmda = T/2 ;T彡2s時過渡因子Lmda = I。
      [0038]步驟SI?S3即實現(xiàn)了一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計。
      [0039]如圖2所示,上述步驟SI中,在側(cè)向機(jī)動平面(發(fā)射系XOZ平面),O點為飛行器進(jìn)入反向180度盤旋的初始點,C為盤旋圓心,K為完成反向180度盤旋的末尾點,V為盤旋過程中的速度矢量。則|οκ|為需盤旋的橫向距離,即為完成反向iso度盤旋的直徑,Iqk為飛行器盤旋過程中剩余的橫向距離;點P為飛行器飛行的當(dāng)前位置,點Q為點P在z軸上的投影。速度V的彈道偏角Sigma即為鈍角QPV的負(fù)值,而圓心角alpha等于銳角QPV,即圓心角alpha = 180-鈍角QPV。于是得到alpha = 180+sigma。故飛行器盤旋的曲率半徑rho為:
      [0040]rho = (Zt-Z)/[1-cos (alpha)] = (Zt-Z)/[1-cos(180+sigma)];
      [0041]其中,z為盤旋過程中飛行器在發(fā)射系的橫向位置1qI,Zt為完成反向iso度盤旋結(jié)束點的橫向位置IοκI。
      [0042]根據(jù)曲率計算公式可得到飛行器在發(fā)射系下XOZ平面盤旋向心加速度(即為中制導(dǎo)指令A(yù)zO)為:AzO = sqrt(Vx2+Vz2)/rho,其中函數(shù)sqrt(x)為開方函數(shù)。則推導(dǎo)可得到中制導(dǎo)指令A(yù)zO公式如下:
      [0043]AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2)
      [0044]上式中,Vx為飛行器速度V在發(fā)射系下X軸的投影;Vz為飛行器速度V在發(fā)射系下Z軸的投影。
      [0045]中制導(dǎo)指令A(yù)zO可直接作為自動駕駛儀的橫向過載指令,從而實現(xiàn)飛行器180度反向盤旋。
      [0046]上述步驟S2中,獲得中制導(dǎo)指令后,進(jìn)行飛行器直線軌跡的ro(比例-微分)控制,獲取末制導(dǎo)指令A(yù)zl = Kl (Zt-Z)-K2*Vz,其中Kl和K2分別為比例控制系數(shù)和微分控制系數(shù),Kl和K2可根據(jù)飛行器不同的飛行狀態(tài)分別進(jìn)行設(shè)計。
      [0047]上述步驟S3中,進(jìn)行中、末制導(dǎo)的平滑過渡以避免中末制導(dǎo)直接切換帶來的對自動駕駛儀的沖擊。
      [0048]中、末制導(dǎo)的平滑過渡策略為:當(dāng)圓心角alpha (角PCQ)小于15度時,開始進(jìn)行過渡時間為2秒的中、末制導(dǎo)線性平滑過渡,此時過渡因子為:Lmda = T/2,此后T持續(xù)為2。即Os彡T彡2s時過渡因子Lmda = T/2,此時Lmda值隨T值的變化而變化;T彡2s時過渡因子Lmda= I。當(dāng)圓心角alpha大于15度時過渡因子Lmda持續(xù)為零。
      [0049]圖3為飛行器采用本發(fā)明方法生成的盤旋軌跡。由圖3可知,采用本發(fā)明方法可實現(xiàn)飛行器反向180°盤旋,同時中、末制導(dǎo)過渡平滑無跳變,飛行末端彈道偏角可達(dá)到很高的約束精度。
      [0050]本領(lǐng)域的技術(shù)人員容易理解,以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已,并不用以限制本發(fā)明,凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進(jìn)等,均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
      【權(quán)利要求】
      1.一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計方法,其特征在于,所述方法包括以下步驟: 51、采集飛行器的速度V、飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置Zt以及飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置Z,獲取飛行器在發(fā)射系下水平面中盤旋向心加速度,即飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO:
      AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2); 其中,sigma為飛行器速度V的彈道偏角,Z為飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置,Zt為飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置,Vx為飛行器速度V在發(fā)射系下X軸的投影,Vz為飛行器速度V在發(fā)射系下Z軸的投影; 52、獲取飛行器末制導(dǎo)指令A(yù)zl,Azl= Kl (Zt-Z)-K2*Vz,其中Kl為比例控制系數(shù),K2為微分控制系數(shù); 53、根據(jù)飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO和末制導(dǎo)指令A(yù)zl確定飛行器最終的制導(dǎo)指令A(yù)z,作為自動駕駛儀的輸入指令從而實現(xiàn)飛行器的反向180°盤旋飛行:Az =(1-Lmda)*AzO+(Lmda)*AzI ; 將飛行器當(dāng)前位置與盤旋圓心的連線與發(fā)射系Z軸的夾角定義為圓心角:當(dāng)圓心角大于15°時,過渡因子Lmda = O ;當(dāng)圓心角小于等于15°時,若Os彡T彡2s則過渡因子Lmda=T/2 ;T彡2s時過渡因子Lmda = I。
      2.一種盤旋飛行軌跡的導(dǎo)引律設(shè)計系統(tǒng),其特征在于,所述系統(tǒng)包括依次連接的飛行器中制導(dǎo)指令獲取模塊、飛行器末制導(dǎo)指令獲取模塊和飛行器最終制導(dǎo)指令獲取模塊; 所述飛行器中制導(dǎo)指令獲取模塊用于采集飛行器的速度V、飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置Zt以及飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置Z,獲取飛行器在發(fā)射系下水平面中盤旋向心加速度,即飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO:
      AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2); 其中,sigma為飛行器速度V的彈道偏角,Z為飛行器在發(fā)射系下的當(dāng)前橫向位置,Zt為飛行器完成反向180°盤旋結(jié)束點在發(fā)射系下的橫向位置,Vx為飛行器速度V在發(fā)射系下X軸的投影,Vz為飛行器速度V在發(fā)射系下Z軸的投影; 所述飛行器末制導(dǎo)指令獲取模塊用于獲取飛行器末制導(dǎo)指令A(yù)zl,Azl =Kl (Zt-Z)-K2*Vz,其中Kl為比例控制系數(shù),K2為微分控制系數(shù); 所述飛行器最終制導(dǎo)指令獲取模塊用于根據(jù)飛行器中制導(dǎo)指令A(yù)zO和末制導(dǎo)指令A(yù)zl確定飛行器最終的制導(dǎo)指令A(yù)z,作為自動駕駛儀的輸入指令從而實現(xiàn)飛行器的反向180°盤旋飛行:Az = (1-Lmda) *AzO+(Lmda) *AzI ; 將飛行器當(dāng)前位置與盤旋圓心的連線與發(fā)射系Z軸的夾角定義為圓心角:當(dāng)圓心角大于15°時,過渡因子Lmda = O ;當(dāng)圓心角小于等于15°時,若Os彡T彡2s則過渡因子Lmda=T/2 ;T彡2s時過渡因子Lmda = I。
      【文檔編號】G05D1/10GK104298246SQ201410453969
      【公開日】2015年1月21日 申請日期:2014年9月5日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月5日
      【發(fā)明者】朱偉 申請人:湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計所
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