一種高超聲速飛行器滑翔飛行段的縱向制導方法技術

本發明專利技術公開了一種高超聲速飛行器滑翔飛行段的縱向制導方法。該方法包括：在滑翔段飛行過程中，制導系統根據導航參數實時生成標準飛行軌跡指令；制導系統根據標準飛行軌跡指令中的飛行速度或馬赫給出預置的攻角acx0；根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算附加攻角指令Dacx；根據預置的攻角acx0和附加攻角指令Dacx，計算得到當前的實際攻角acx。通過使用本發明專利技術所提供的高超聲速飛行器滑翔飛行段的縱向制導方法，可以效地改善阻力加速度跟蹤控制的動態特性，提高動態條件下阻力加速度的跟蹤控制精度，抑制飛行軌跡的波動，增強制導系統對各種偏差、不確定干擾和不確定條件的適應能力。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及高超聲速飛行器導航、制導與控制技術，特別涉及一種高超聲速飛行 器滑翔飛行段的縱向制導方法。
技術介紹
在現有技術中，對于具有高升阻比特性的滑翔飛行器，在其高超聲速飛行段大多 采用預置攻角飛行，對其飛行攻角不作任何調整。當飛行器進行傾側角翻轉時，由于滾動角 速率的限制，角速率一般小于20° /秒，因此，如果進行從負60度傾側角到正60度傾側角 的翻轉操作，一般至少需要6秒鐘的時間，在偏差條件下甚至將超過10秒，因此將對阻力加 速度跟蹤制導產生不利的影響，導致動態條件下的阻力加速度跟蹤的誤差較大。此外，由于 飛行器的攻角不作任何調整，因此當飛行器進行傾側角翻轉時，還會導致滑翔飛行器的飛 行高度和彈道傾角發生波動，從而對制導產生不利的影響。再次，當飛行過程中存在各種干 擾和不確定條件時，飛行器將面臨著需用速度過剩或不足的情況，而如果能適當調整攻角 則可補償飛行器的能力不足或增強減速控制效果。
技術實現思路
有鑒于此，本專利技術提供，從而可 以有效地改善阻力加速度跟蹤控制的動態特性，提高動態條件下阻力加速度的跟蹤控制 精度，抑制飛行軌跡的波動，增強制導系統對各種偏差、不確定干擾和不確定條件的適應能 力。 本專利技術的技術方案具體是這樣實現的： ，該方法包括： 在滑翔段飛行過程中，制導系統根據導航參數實時生成標準飛行軌跡指令； 制導系統根據標準飛行軌跡指令中的飛行速度或馬赫給出預置的攻角α 根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算附加攻角指令D α 根據預置的攻角和附加攻角指令Da "，計算得到當前的實際攻角c^。 較佳的，所述標準飛行軌跡指令包括：阻力加速度指令Dc3、阻力加速度導數指令 、標稱速度指令Vc3和當地彈道傾角指令Θ εχ; 所述導航系統提供的測量值包括：Dsb、、1和Θ。 較佳的，所述根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算附加攻角指令△ α εχ 包括： 根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算第一附加攻角指令分量a D; 根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算第二附加攻角指令分量α θ; 根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算第三附加攻角指令分量a ν; 根據aD、a 0和a ν，計算得到附加攻角指令Λ α εχ。 較佳的，通過如下的公式計算得到aD:【主權項】1. ，其特征在于，該方法包括： 在滑翔段飛行過程中，制導系統根據導航參數實時生成標準飛行軌跡指令； 制導系統根據標準飛行軌跡指令中的飛行速度或馬赫給出預置的攻角α 根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算附加攻角指令△ aw 根據預置的攻角α α(ι和附加攻角指令Λ α "，計算得到當前的實際攻角a ^2. 根據權利要求1所述的方法，其特征在于， 所述標準飛行軌跡指令包括：阻力加速度指令Dc3、阻力加速度導數指令、標稱速度 指令L和當地彈道傾角指令Θ εχ; 所述導航系統提供的測量值包括：Dsb、、％和Θ。3. 根據權利要求2所述的方法，其特征在于，所述根據軌跡指令和導航系統提供的測 量值，計算附加攻角指令Δ α α包括： 根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算第一附加攻角指令分量a D; 根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算第二附加攻角指令分量α Θ; 根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算第三附加攻角指令分量α ν; 根據aD、α 0和α ν，計算得到附加攻角指令Λ αεχ。4. 根據權利要求3所述的方法，其特征在于，通過如下的公式計算得到a D: aD = Li x (D1 x - D,, )+/,；： x (A, - Dsb)； 并根據預先設置的第一最小值《Γ1和第一最大值，對計算得到的a D進行限幅，使 得所述a D滿足條件：-cC ; 其中，所述4和f d2分別為第一控制參數和第二控制參數。5. 根據權利要求4所述的方法，其特征在于，通過如下的公式計算得到第二附加攻角 指令分量α Θ: a0=-(0-0cx)Xf0； 并根據預先設置的第二最小值.《Γ1:和第二最大值《Γ1，對計算得到的α θ進行限幅， 使得所述《 0滿足條件：;其中，所述L為第三控制參數。6. 根據權利要求5所述的方法，其特征在于，通過如下的公式計算得到第三附加攻角 指令分量a v: a V=-(V ex-Vd) X fv； 并根據預先設置的第三最小值《Γ和第三最大值叫_，對計算得到的a ￥進行限幅，使 得所述％滿足條件：-<in 其中，所述fv分別為第四控制參數。7. 根據權利要求6所述的方法，其特征在于，通過如下的公式計算得到附加攻角指令 Δ a cx： Δ a cx= a v+aD+a θ。8. 根據權利要求7所述的方法，其特征在于，通過如下的公式計算得到α εχ: a cx= a cx〇+A a cx〇【專利摘要】本專利技術公開了。該方法包括：在滑翔段飛行過程中，制導系統根據導航參數實時生成標準飛行軌跡指令；制導系統根據標準飛行軌跡指令中的飛行速度或馬赫給出預置的攻角acx0；根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算附加攻角指令Dacx；根據預置的攻角acx0和附加攻角指令Dacx，計算得到當前的實際攻角acx。通過使用本專利技術所提供的高超聲速飛行器滑翔飛行段的縱向制導方法，可以效地改善阻力加速度跟蹤控制的動態特性，提高動態條件下阻力加速度的跟蹤控制精度，抑制飛行軌跡的波動，增強制導系統對各種偏差、不確定干擾和不確定條件的適應能力。【IPC分類】G05D1-08【公開號】CN104731104【申請號】CN201510102948【專利技術人】楊業, 馬衛華, 包為民, 黃萬偉, 祁振強, 禹春梅, 唐海紅, 田海濤 【申請人】北京航天自動控制研究所【公開日】2015年6月24日【申請日】2015年3月9日本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種高超聲速飛行器滑翔飛行段的縱向制導方法，其特征在于，該方法包括：在滑翔段飛行過程中，制導系統根據導航參數實時生成標準飛行軌跡指令；制導系統根據標準飛行軌跡指令中的飛行速度或馬赫給出預置的攻角αcx0；根據軌跡指令和導航系統提供的測量值，計算附加攻角指令Δαcx；根據預置的攻角αcx0和附加攻角指令Δαcx，計算得到當前的實際攻角αcx。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：楊業，馬衛華，包為民，黃萬偉，祁振強，禹春梅，唐海紅，田海濤，
申請(專利權)人：北京航天自動控制研究所，
類型：發明
國別省市：北京;11