CN115113640B - 带落角约束的增程飞行器制导控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带落角约束的增程飞行器制导控制方法，该方法中，在中制导段，通过控制俯仰舵机打舵工作，提高飞行器的攻角来使其能够滑翔的更远，在进入到末制导段时，通过设置基于滑模面的制导律，在给定期望落角的情况下，实时解算飞行器的需用过载，并据此控制飞行器飞行，最终在曾加飞行器射程的情况下控制其按照期望落角降落并命中目标。

Description

带落角约束的增程飞行器制导控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器制导控制领域，具体涉及一种带落角约 束的增程飞行器制导控制方法。

背景技术

随着技术的发展，制导飞行器由于其高精度的特点而备受 关注。传统的制导飞行器采用比例导引制导律，可以完成碰撞 打击目标的任务。考虑到飞行器的射程问题，传统炮射飞行器 在发射时经历高过载状态，元件抗高过载能力较差，因此在内 弹道，飞行器元件受损失效，限制了飞行器的射程，而在传统的方案中，通过控制滑翔轨迹的方式能够适当增加射程，然而 对于某些特定目标，需要飞行器对目标进行顶部攻击，这就又 对滑翔轨迹提出了更高的要求，传统的滑翔轨迹不能满足大落 角的设计需要。

由于上述射程与大落角之间的矛盾关系，本发明人对现有 的飞行器制导控制方案做了深入研究，以期待设计出一种能够 解决上述问题的新的制导控制方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一 种带落角约束的增程飞行器制导控制方法，该方法中，在中制 导段，通过控制俯仰舵机打舵工作，提高飞行器的攻角来使其 能够滑翔的更远，在进入到末制导段时，通过设置基于滑模面 的制导律，在给定期望落角的情况下，实时解算飞行器的需用过载，并据此控制飞行器飞行，最终在曾加飞行器射程的情况 下控制其按照期望落角降落并命中目标，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种带落角约束的增程 飞行器制导控制方法，该方法中，

所述飞行器在经过最高点后进入到滑翔段，飞行器在滑翔 段中通过俯仰舵的偏转来调整攻角，使得飞行器在平衡攻角的 情况下滑翔飞行，

飞行器在进入末制导段以后，通过带落角约束的制导律进 行制导控制。

其中，在所述滑翔段，所述平衡攻角为控制飞行器的攻角 在设定值以上，所述设定值为18～25°，选地为20°。

其中，在所述滑翔段，实时通过下式(一)获得所需的俯 仰舵偏角：

其中，α表示攻角，δ表示俯仰舵偏角，C_g表示飞行器质 心，C_ym表示飞行器压心，C_yd表示俯仰舵压心；τ表示升阻比；

优选地，所述升阻比τ通过下式(二)获得：

其中，F_y表示全弹升力，F_x表示全弹阻力。

其中，在末制导段，所述带落角约束的制导律通过下式(三) 获得需用过载：

其中，a_M表示需用过载，

表示弹目相对速度；

表示视线角速度；

R表示弹目相对距离；

K表示自适应参数；

s表示非奇异终端滑模面；

β表示设计增益；

ρ表示设计增益；

e₁表示角度偏差；

e₂表示角速度偏差；

σ表示飞行器前置角。

其中，所述弹目相对速度通过下式(四)实时获得：

所述弹目视线角速度通过下式(五)实时获得：

其中，V_a表示飞行器速度。

其中，所述非奇异终端滑模面s通过下式(六)获得：

s＝e₂+β|e₁|ρsign(e₁) (六)。

sign(e₁)表示符号函数；

其中，所述角度偏差e₁＝λ-λ_d

所述角速度偏差

其中，λ表示弹目视线角，λ_d表示期望终端角度。

其中，所述飞行器速度和位置通过下式(七)获得：

其中，P_a表示飞行器位置；

V_a表示飞行器速度；

P_G表示GPS测量得到的飞行器位置信息；

P_I表示INS测量得到的飞行器位置信息；

V_G表示GPS测量得到的飞行器速度信息；

V_I表示INS测量得到的飞行器速度信息；

σ₁表示GPS测量得到信息所占权重；

σ₂表示INS测量得到信息所占权重；

σ₁通过下式获得：

σ₁＝1-σ₂

σ₂通过下式获得：

式中R₀表示发射时弹目初始相对距离；

R′表示通过GPS测量得到的飞行器位置信息和灌装的目 标位置信息耦合得到的弹目相对距离。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的带落角约束的增程飞行器制导控 制方法，在中制导段通过控制滑翔姿态来提高滑翔距离，极大 地提高了飞行器的射程；

(2)根据本发明提供的带落角约束的增程飞行器制导控 制方法，在末制导段通过设置独特的制导律进行制导控制，能 够使得飞行器在增加射程的基础上按照期望的落角命中目标。

附图说明

图1示出根据本发明实施例1中飞行器轨迹图；

图2示出根据本发明实施例2中飞行器轨迹图。

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这 些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说 明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优 于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面， 但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

根据本发明提供的一种带落角约束的增程飞行器制导控制 方法，该飞行器为非滚转的飞行器，该方法中，

所述飞行器在经过最高点后进入到滑翔段，飞行器在滑翔 段中通过俯仰舵的偏转来调整攻角，使得飞行器在平衡攻角的 情况下滑翔飞行，

飞行器在进入末制导段以后，通过带落角约束的制导律进 行制导控制。

优选地，在所述滑翔段，所述平衡攻角为控制飞行器的攻 角在设定值以上，所述设定值为18～25°，更优选地为20°； 本发明人发现通过设置该攻角临界值，能够最大程度地提高飞 行器的射程，还能够保证导引头的视场角限制。

在所述滑翔段，实时通过下式(一)获得所需的俯仰舵偏 角：

其中，α表示攻角，δ表示俯仰舵偏角，C_g表示飞行器质 心，C_ym表示飞行器压心，C_yd表示俯仰舵压心；τ表示升阻比；

优选地，所述升阻比τ通过下式(二)获得：

其中，F_y表示全弹升力，其计算式为其中α 表示攻角，δ_z表示探测得到的舵偏角，攻角由惯性导航系统得 到，探测得到的舵偏角由舵机传感器得到。分别表示攻 角升力系数和舵偏角升力系数，两个升力系数都由设计时的吹 风实验得到，在发射前已经装订在弹载计算机中。F_x表示全弹 阻力 表示阻力系数，由设计时的吹风实验得到，在 发射前已经装订在弹载计算机中。W表示弹翼面积，为设计时 的已知量。

在一个优选的实施方式中，飞行器根据发射前的程装时间 开始工作，发射前，实验人员会根据程序获得大概的飞行器达 到最高点的时间，并将计算的程装时间装订到飞行器的弹载计 算机上。当飞行器捕获到照射器信号时，飞行器进入到末制导 段。

在一个优选的实施方式中，在末制导段，所述带落角约束 的制导律通过下式(三)获得需用过载

其中，a_M表示需用过载，通过该需用过载控制飞行器在末 制导段的飞行姿态；

表示弹目相对速度，通过式(四)实时获得，

V_a表示飞行器速度；

表示弹目视线角速度，通过式(五)实时获得，

R表示弹目相对距离，通过飞行器上搭载的计算机实时解 算获得；其中，在飞行器发射前将目标位置信息和飞行器发射 点的位置信息都灌装到该计算机中，在飞行器飞行过程中，通 过卫星信号接收系统及惯导系统实时获知飞行器自身的位置信息，即P_a，从而能够实时解算出该相对距离；

K表示自适应参数；其取值为-100～100，优选地取值为 -20～30，更优选地取值为5；

s表示非奇异终端滑模面；通过式(六)获得，

s＝e₂+β|e₁|ρsign(e₁) (六)

sign(e₁)表示符号函数；

β表示设计参数，其取值为β＝0.7；

ρ表示设计参数，其取值为ρ＝1.4；

e₁表示角度偏差，e₂表示角速度偏差，

其中，e₁＝λ-λ_d，

λ_d表示期望终端角度，即期望飞行器以该角度命中目标。

σ表示飞行器前置角，通过σ＝θ-λ获得；

θ表示弹道倾角，该值是实时解算得到的，其在解算过程 中，首先解算出弹道倾角的导数再通过求解微分方程获得θ 值；进一步地，其中表示弹道倾角的导数，a_M′表示 上一时刻解算出的需用过载，即该弹道倾角θ是通过实时迭代 获得的，在初始时刻，选取需用过载的初始值为0；

λ表示弹目视线角，通过飞行器上搭载的计算机实时解算获得， 具体来说，在发射前，将目标的坐标(x_T,y_T)装订到弹载计算机中， 由于针对固定目标，因此目标的坐标不会变化。飞行器的坐标 根据GPS\INS组合导航系统实时得到，坐标为(P_σx,P_σy)，根据计算得到弹目视线角。

进一步优选地，在所述飞行器上搭载有GPS/INS组合导航 系统，其中，GPS部分包括四片合成天线，用以接收卫星信号， 还包括抗干扰模块，用以对所接收的卫星信号做滤波处理，通过GPS部分即可时获得飞行器的速度信息和位置信息，但在实 际工作过程中，该信息可能因受到干扰而失准；所述四片合成 天线相比传统的锥形天线以及改良后的环形天线，该天线不仅 具有更强的卫星信号接受能力，还具有抗高过载的特性，更适 用于安装在高射程高过载的飞行器上。

INS部分同样能够实时获得飞行器的速度信息和位置信 息，但是INS在飞行过程中会产生误差累计。

因此本申请中采用GPS+INS输出加权获得飞行器的速度 和位置。

具体来说，通过下式获得准确的飞行器位置和速度信息：

其中，P_a表示实时解算获得的飞行器位置；

V_a表示实时计解算得的飞行器速度；

P_G表示GPS测量得到的飞行器位置信息；

P_I表示INS测量得到的飞行器位置信息；

V_G表示GPS测量得到的飞行器速度信息；

V_I表示INS测量得到的飞行器速度信息；

σ₁表示GPS测量得到信息所占权重；

σ₂表示INS测量得到信息所占权重；

σ₁通过下式获得：

σ₁＝1-σ₂

σ₂通过下式获得：

式中R₀表示发射前弹目初始相对距离，在飞行器发射前装 订在飞行器的计算机中。

R′表示通过GPS测量得到的飞行器位置信息和灌装的目 标位置信息耦合得到的弹目相对距离。

实施例1：

选取两个相同的飞行器，设置相同的发射初速V_m＝750m/s， 发射角53度，朝向同一方向以相同的初始条件先后发射这两个 飞行器；

其中，对第一个飞行器，在其经过最高点后，通过俯仰舵 偏转5°度来调整攻角，使其攻角在20°～21°；

其运动轨迹如图1中的实线所示，其落角为40°，其射程 为82km。

对第二个飞行器，在其经过最高点后不作特别控制，其运 动轨迹如图1中的虚线所示，其落角为70°，其射程为26km。

通过上述实施例可知，增程飞行器制导控制方法能够在降 低落角的情况下显著提高飞行器的射程。

实施例2，

设置目标与飞行器发射点之间的距离为40km，选取6个相 同的飞行器，飞行器发射初速都为V_m＝750m/s，发射角都为53 度，以相同的初始条件先后发射这6个飞行器。

其中，所述6个飞行器期望终端落角分别为λ_d＝30°、 λ_d＝40°、λ_d＝50°、λ_d＝60°、λ_d＝70°、λ_d＝80°。

所有飞行器在其经过最高点后，在进入末制导段前，通过 俯仰舵偏转5°度来调整攻角，使其攻角在20°以上；

在6个飞行器进入到末制导段时，都通过下式(三)实时 解算需用过载，并根据该需用过载打舵控制飞行器：

其中，自适应参数K取值为5， s＝e₂+β|e₁|ρsign(e₁)；设计参数β＝0.7、ρ＝1.4；e₁＝λ-λ_d，

最终得到的6个飞行器的飞行轨迹如图2中所示，由轨迹图 可知，6个飞行器都命中40km外的目标，且

期望终端落角为λ_d＝30°的飞行器，其真实的终端落角为 29.5°；

期望终端落角为λ_d＝40°的飞行器，其真实的终端落角为 40.3°；

期望终端落角为λ_d＝50°的飞行器，其真实的终端落角为 50°；

期望终端落角为λ_d＝60°的飞行器，其真实的终端落角为 60.2°；

期望终端落角为λ_d＝70°的飞行器，其真实的终端落角为 69.1°；

期望终端落角为λ_d＝80°的飞行器，其真实的终端落角为 78.3°。通过上述实施例2可知，带落角约束的增程飞行器制导 控制方法不仅仅能够使得飞行器在增加射程后命中目标，还能 够根据需要选择期望的终端落角，从而能够根据目标的性质， 选择更为合适的终端落角。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这 些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上， 可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护 范围内。

Claims (5)

1.一种带落角约束的增程飞行器制导控制方法，其特征在于，该方法中，

所述飞行器在经过最高点后进入到滑翔段，飞行器在滑翔段中通过俯仰舵的偏转来调整攻角，使得飞行器在平衡攻角的情况下滑翔飞行，

飞行器在进入末制导段以后，通过带落角约束的制导律进行制导控制；

在所述滑翔段，实时通过下式(一)获得所需的俯仰舵偏角：

其中，α表示攻角，δ表示俯仰舵偏角，C_g表示飞行器质心，C_ym表示飞行器压心，C_yd表示俯仰舵压心；τ表示升阻比；

所述升阻比τ通过下式(二)获得：

其中，F_y表示全弹升力，F_x表示全弹阻力；

在末制导段，所述带落角约束的制导律通过下式(三)获得需用过载：

其中，a_M表示需用过载，

表示弹目相对速度；

表示弹目视线角速度；

R表示弹目相对距离；

K表示自适应参数；

s表示非奇异终端滑模面；

β表示设计增益；

ρ表示设计增益；

e₁表示角度偏差；

e₂表示角速度偏差；

σ表示飞行器前置角；

所述非奇异终端滑模面s通过下式(六)获得：

s＝e₂+β|e₁|^ρsign(e₁) (六)

sign(e₁)表示符号函数。

2.根据权利要求1所述的带落角约束的增程飞行器制导控制方法，其特征在于，

在所述滑翔段，所述平衡攻角为控制飞行器的攻角在设定值以上，所述设定值为18～25°。

3.根据权利要求1所述的带落角约束的增程飞行器制导控制方法，其特征在于，

所述弹目相对速度通过下式(四)实时获得：

所述弹目视线角速度通过下式(五)实时获得：

其中，V_a表示飞行器速度。

4.根据权利要求1所述的带落角约束的增程飞行器制导控制方法，其特征在于，

所述角度偏差e₁＝λ-λ_d，

所述角速度偏差

其中，λ表示弹目视线角，λ_d表示期望终端角度。

5.根据权利要求3所述的带落角约束的增程飞行器制导控制方法，其特征在于，

飞行器速度和位置通过下式(七)获得：

其中，P_a表示飞行器位置；

V_a表示飞行器速度；

P_G表示GPS测量得到的飞行器位置信息；

P_I表示INS测量得到的飞行器位置信息；

V_G表示GPS测量得到的飞行器速度信息；

V_I表示INS测量得到的飞行器速度信息；

σ₁表示GPS测量得到信息所占权重；

σ₂表示INS测量得到信息所占权重；

σ₁通过下式获得：

σ₁＝1-σ₂

σ₂通过下式获得：

式中R₀表示发射时弹目初始相对距离；

R′表示通过GPS测量得到的飞行器位置信息和灌装的目标位置信息耦合得到的弹目相对距离。