本發(fā)明涉及航天領(lǐng)域,尤其涉及一種升力式飛行器高動(dòng)態(tài)下壓段制導(dǎo)方法。
背景技術(shù):
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(jié)束后為實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的打擊,需進(jìn)行高動(dòng)態(tài)條件下的下壓段飛行,這時(shí)飛行器需承受很大的過載及動(dòng)壓,而由于飛行器結(jié)構(gòu)等系統(tǒng)的限制,對(duì)過載和動(dòng)壓有嚴(yán)格限制要求,且對(duì)于高速飛行器中的升力式飛行器,其不同于軸對(duì)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(shí)現(xiàn)下壓段飛行過程,且在下壓段終端也需滿足相應(yīng)的高度、側(cè)向位置、傾角、航程等約束限制?,F(xiàn)有的制導(dǎo)方法主要用于軸對(duì)稱飛行器的下壓段飛行,由于其對(duì)終端參數(shù)并沒有嚴(yán)格控制,所以并不適用于高動(dòng)態(tài)條件下的升力式飛行器的下壓段問題。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素:
針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷,本發(fā)明提供一種升力式飛行器高動(dòng)態(tài)下壓段制導(dǎo)方法,實(shí)現(xiàn)了升力式飛行器的高速翻身下壓制導(dǎo),解決了飛行器高動(dòng)態(tài)條件下翻身困難,且對(duì)下壓段終端高度、傾角、側(cè)向位置等有嚴(yán)格約束的問題。本發(fā)明提供的一種升力式飛行器高動(dòng)態(tài)下壓段制導(dǎo)方法,其改進(jìn)之處在于,該方法包括如下步驟:(1)計(jì)算下壓段制導(dǎo)力,包括法向力、法向力指令和側(cè)向力;(2)根據(jù)制導(dǎo)力計(jì)算下壓段指令,包括傾側(cè)角指令和攻角指令;(3)通過對(duì)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(yōu)選的,法向力的計(jì)算方法為:Fyc1=Nycx0·m·g0,F(xiàn)yc2=-[Kh1(h-Hcx)+Khd1(sin(Θ)-sin(Θcx))Vd],其中:Hcx為高度指令,Θcx為傾角指令,Nycx0為標(biāo)稱狀態(tài)法向過載指令,m為飛行器質(zhì)量,g0為重力,Nycx0>0,-FN1≤Fyc2≤FN1,F(xiàn)N1>0.0,為制導(dǎo)限幅力;h為飛行高度;Θ為當(dāng)?shù)貜椀纼A角;Vd為飛行器瞬時(shí)速度;Kh1為高度PD控制的比例環(huán)節(jié)系數(shù),Khd1為高度PD控制的微分環(huán)節(jié)系數(shù);法向力指令的計(jì)算方法為:Fycx=Fyc1×Ksgnl+Fyc2,其中,Ksgnl為升力式飛行器的翻身標(biāo)志,若飛行器翻身,則取值為-1,若不翻身,則取值為1。較優(yōu)選的,側(cè)向力的計(jì)算方法為:其中,為側(cè)向位置指令,Zg為飛行器側(cè)向位置,為側(cè)向速度指令,為飛行器側(cè)向速度,Kz、Kzd為側(cè)向制導(dǎo)參數(shù),Kz為側(cè)向位置PD控制的比例環(huán)節(jié)系數(shù),Kzd為側(cè)向位置PD控制的微分環(huán)節(jié)系數(shù)。較優(yōu)選的,傾側(cè)角指令的計(jì)算方法為:需考慮角度的連續(xù)問題。較優(yōu)選的,攻角指令的計(jì)算方法為:αcx=(Cn-c0)/c1,其中,c0、c1為制導(dǎo)設(shè)計(jì)參數(shù),一般取常值;q為動(dòng)壓,Sm為飛行器特征面積。本發(fā)明主要針對(duì)升力式飛行器的高動(dòng)態(tài)下壓段飛行,其采用翻身下壓方式,并對(duì)高度、傾角、側(cè)向位置等參數(shù)進(jìn)行精確控制,滿足了下壓段終端約束要求?;赑D反饋控制原理,通過法向力計(jì)算,將縱向約束條件,即高度、傾角等多約束條件巧妙地轉(zhuǎn)化為了單一直觀的法向力需求,并同時(shí)兼顧了法向過載約束;通過側(cè)向力的計(jì)算,將側(cè)向位置和側(cè)向速度轉(zhuǎn)換為了側(cè)向力需求;利用法向力和側(cè)向力,結(jié)合飛行器氣動(dòng)特性,推導(dǎo)給出了傾側(cè)角指令和攻角指令,便于姿態(tài)控制系統(tǒng)對(duì)制導(dǎo)指令的跟蹤,實(shí)現(xiàn)了升力式飛行器在高動(dòng)態(tài)環(huán)境中下壓段的精確飛行控制。附圖說明圖1為本發(fā)明實(shí)施例的升力式飛行器高動(dòng)態(tài)下壓段制導(dǎo)方法的流程圖。具體實(shí)施方式為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白,以下參照附圖并舉出優(yōu)選實(shí)施例,對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說明。然而,需要說明的是,說明書中列出的許多細(xì)節(jié)僅僅是為了使讀者對(duì)本發(fā)明的一個(gè)或多個(gè)方面有一個(gè)透徹的理解,即便沒有這些特定的細(xì)節(jié)也可以實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的這些方面。圖1示出了本發(fā)明實(shí)施例的升力式飛行器高動(dòng)態(tài)下壓段制導(dǎo)方法的流程圖。如圖1所示,本發(fā)明的升力式飛行器高動(dòng)態(tài)下壓段制導(dǎo)方法包括如下步驟。假設(shè)下壓段飛行縱向軌跡為高度指令Hcx,傾角指令Θcx,標(biāo)稱狀態(tài)法向過載指令Nycx,側(cè)向位置指令側(cè)向速度指令(1)計(jì)算下壓段制導(dǎo)力,包括法向力、法向力指令和側(cè)向力。法向力的計(jì)算方法為:Fyc1=Nycx0·m·g0,F(xiàn)yc2=-[Kh1(h-Hcx)+Khd1(sin(Θ)-sin(Θcx))Vd];其中:Fyc1為標(biāo)稱狀態(tài)所需法向力,Nycx0為標(biāo)稱狀態(tài)法向過載指令,Nycx0>0,m為飛行器質(zhì)量,g0為重力,F(xiàn)yc2為制導(dǎo)所需的法向力,Kh1,Khd1為縱向制導(dǎo)參數(shù),h為飛行高度,Hcx為高度指令,Θ為當(dāng)?shù)貜椀纼A角,Θcx為傾角指令,Vd為飛行器的瞬時(shí)速度,-FN1≤Fyc2≤FN1,F(xiàn)N1>0.0,為制導(dǎo)限幅力。法向力指令的計(jì)算方法為:Fycx=Fyc1×Ksgnl+Fyc2;其中,Ksgnl為升力式飛行器翻身標(biāo)志,若飛行器翻身,則取值為-1,若不翻身,則取值為1。側(cè)向力的計(jì)算方法為:其中,為側(cè)向位置指令,Zg為飛行器側(cè)向位置,為側(cè)向速度指令,為飛行器側(cè)向速度,Kz、Kzd為側(cè)向制導(dǎo)參數(shù)。(2)根據(jù)下壓段所需法向力和側(cè)向力,計(jì)算傾側(cè)角指令和攻角指令。傾側(cè)角指令的計(jì)算方法為:為保證傾側(cè)角的連續(xù)性,可將傾側(cè)角指令擴(kuò)展至無窮。攻角指令的計(jì)算方法為:αcx=(Cn-c0)/c1,其中,升力式飛行器法向力系數(shù)可表示成Cn=c1αcx+c0的形式,c0、c1為氣動(dòng)相關(guān)系數(shù),可由飛行器氣動(dòng)特性擬合得到,一般取常值,q為動(dòng)壓,Sm為飛行器特征面積。(3)在實(shí)際應(yīng)用中,姿態(tài)控制系統(tǒng)將傾側(cè)角指令、攻角指令與導(dǎo)航系統(tǒng)解算的實(shí)際傾側(cè)角和攻角比對(duì),結(jié)合相應(yīng)的控制規(guī)律輸出飛行器舵面偏轉(zhuǎn)指令,完成對(duì)制導(dǎo)指令的跟蹤,實(shí)現(xiàn)升力式飛行器在下壓段飛行過程的控制。以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式,應(yīng)當(dāng)指出,對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說,在不脫離本發(fā)明原理的前提下,還可以作出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾,這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。