一種升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法，該方法包括：確定飛行器在滑翔飛行過程中的橫向約束走廊；根據(jù)飛行器當前的橫向位置、橫向速度和預報時間，確定該飛行器的預測橫向位置；根據(jù)所確定的橫向約束走廊和飛行器的預測橫向位置，進行傾側(cè)角指令的翻轉(zhuǎn)判別；根據(jù)所述傾側(cè)角指令得到傾側(cè)角制導指令。通過使用本發(fā)明所提供的方法，可以有效地避免飛行器滑翔過程中由于機動過大而導致的偏離目標攻擊方向、翻轉(zhuǎn)次數(shù)過多等問題。
【專利說明】
一種升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及升力式飛行器制導技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎 翻轉(zhuǎn)制導方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 升力式高超聲速再入飛行器是航空航天領(lǐng)域出現(xiàn)的一種新型飛行器。該升力式高 超聲速再入飛行器由于采用了升力體外形，因此一般采用側(cè)滑角保持為0°的傾斜轉(zhuǎn)彎 (BTT)方式，通過機體的大滾轉(zhuǎn)實現(xiàn)大范圍機動，能大大提高機動性和命中精度。該類飛行 器在滑翔再入過程中需滿足嚴格的熱流、過載、動壓等過程約束，同時還需滿足滑翔結(jié)束點 的終端速度、終端高度、縱程、橫程和速度偏角等約束條件限制，以實現(xiàn)對目標的高速準確 打擊。
[0003] 標準軌跡跟蹤制導方法屬于一種比較成熟的再入制導方法，已在美國的航天飛機 和高超聲速滑翔飛行器得到了廣泛應(yīng)用。該方法通過對標準軌跡參數(shù)(例如，高度、速度、阻 力加速度等參數(shù)）的跟蹤控制實現(xiàn)飛行器能量的管理。在該方法中，縱向制導主要通過調(diào)節(jié) 攻角指令和傾側(cè)角指令的大小跟蹤軌跡剖面，側(cè)向制導一般通過橫向約束走廊內(nèi)的開關(guān)控 制來調(diào)整傾側(cè)角的符號。
[0004] 然而，在現(xiàn)有技術(shù)的上述方法中，還存在著飛行器滑翔過程中機動過大，從而導致 偏離目標攻擊方向以及翻轉(zhuǎn)次數(shù)過多等問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 有鑒于此，本發(fā)明提供一種升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法，從而可以有 效地避免飛行器滑翔過程中由于機動過大而導致的偏離目標攻擊方向、翻轉(zhuǎn)次數(shù)過多等問 題。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)方案具體是這樣實現(xiàn)的：
[0007] -種升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法，該方法包括：
[0008] 確定飛行器在滑翔飛行過程中的橫向約束走廊；
[0009] 根據(jù)飛行器當前的橫向位置、橫向速度和預報時間，確定該飛行器的預測橫向位 置；
[0010] 根據(jù)所確定的橫向約束走廊和飛行器的預測橫向位置，進行傾側(cè)角指令的翻轉(zhuǎn)判 別；
[0011] 根據(jù)所述傾側(cè)角指令得到傾側(cè)角制導指令。
[0012] 較佳的，所述確定飛行器在滑翔飛行過程中的橫向約束走廊包括：
[0013] 根據(jù)飛行器距發(fā)射點的已飛航程Sg。與滑翔過程中的橫程約束之間的映射關(guān)系，采 用插值方法由已飛航程3 8。通過插值計算得到Zleft和Zright;其中，所述Zleft和Z right分別為橫 向約束走廊的左邊界和右邊界；
[0014] 計算不同航程下飛行器的參考中線ZQLine。
[0015]較佳的，使用如下的公式計算得到不同航程下飛行器的參考中線ZQLine:
[0017] 較佳的，使用如下的公式計算得到預測橫向位置：
[0018] Zpredict = Z+Vz · Tz；
[0019] 其中，Zpredlet為預測橫向位置，Z為飛行器當前的橫向位置，Vz為飛行器當前的橫向 速度，T z為預報時間。
[0020] 較佳的，使用如下的公式進行傾側(cè)角指令dZZ的翻轉(zhuǎn)判別：
[0022]其中，dZZ為傾側(cè)角指令，Zo為預設(shè)閾值，且Zo>0。
[0023]較佳的，使用如下的公式計算得到傾側(cè)角制導指令：
[0025] 其中，γ 為傾側(cè)角制導指令，L為通過縱向制導計算得到的傾側(cè)角指令大小。
[0026] 如上可見，在本發(fā)明中的升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法中，由于在設(shè)計 合理的橫向約束走廊的基礎(chǔ)上，確定飛行器的預測橫向位置，然后再根據(jù)橫向約束走廊和 飛行器的預測橫向位置，進行傾側(cè)角指令的翻轉(zhuǎn)判別，并最終根據(jù)傾側(cè)角指令得到傾側(cè)角 制導指令，實現(xiàn)滑翔過程中的傾側(cè)翻轉(zhuǎn)，從而可以有效地避免飛行器滑翔過程中由于機動 過大而導致的偏離目標攻擊方向、翻轉(zhuǎn)次數(shù)過多等問題。
【附圖說明】
[0027] 圖1為本發(fā)明實施例中的升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法的流程示意圖。
【具體實施方式】
[0028] 為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下參照附圖并舉實施例，對 本發(fā)明進一步詳細說明。
[0029] 本實施例提供了一種升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法，該方法適用于高超 聲速飛行器的滑翔飛行過程。
[0030] 圖1為本發(fā)明實施例中的升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法的流程示意圖。 如圖1所示，本發(fā)明實施例中的升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法包括：
[0031 ]步驟101，確定飛行器在滑翔飛行過程中的橫向約束走廊。
[0032] 在本發(fā)明的技術(shù)方案中，首先需要確定升力式飛行器在滑翔飛行過程中的橫向約 束走廊。
[0033] 在本發(fā)明的技術(shù)方案中，可以使用多種實施方式來實現(xiàn)上述的步驟101。以下將以 其中的一種【具體實施方式】為例，對本發(fā)明的技術(shù)方案進行詳細介紹。
[0034] 例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，所述步驟101可以包括：
[0035]根據(jù)飛行器距發(fā)射點的已飛航程與滑翔飛行過程中的橫程約束的映射關(guān)系，計算 得到飛行器在滑翔飛行過程中的橫向約束走廊。
[0036]例如，較佳的，所述步驟101可以包括如下所述的步驟：
[0037]步驟11，先根據(jù)飛行器距發(fā)射點的已飛航程Sg。與滑翔過程中的橫程約束（包括 Zleft和Zright)之間的映射關(guān)系，米用插值方法由已飛航程Sg。通過插值計算得至IjZleft和Zright。
[0038] 其中，所述Zleft和Zright分別為橫向約束走廊的左邊界和右邊界。
[0039] 步驟12,然后，再計算不同航程下飛行器的參考中線ZQLine。
[0040] 較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，所述參考中線ZoLim3可以使用如下所述的 公式計算得到：
[0042]在本發(fā)明的技術(shù)方案中，在通過上述的步驟11和12計算得到上述的Zleft、Zright和 Zoune之后，即可確定飛行器在滑翔飛行過程中的橫向約束走廊。
[0043] 另外，在本發(fā)明的技術(shù)方案中，上述映射關(guān)系的參數(shù)化設(shè)計，可以通過使用常用的 方法由滑翔飛行過程中的安全區(qū)域約束條件確定，因此在此不再贅述。
[0044] 步驟102,根據(jù)飛行器當前的橫向位置、橫向速度和預報時間，確定該飛行器的預 測橫向位置。
[0045] 在本發(fā)明的技術(shù)方案中，可以使用多種實施方式來實現(xiàn)上述的步驟102。以下將以 其中的一種【具體實施方式】為例，對本發(fā)明的技術(shù)方案進行詳細介紹。
[0046] 例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，所述預測橫向位置可以使用如下所 述的公式計算得到：
[0047] Zpredict = Z+Vz · Tz (2)
[0048] 其中，Zpredlct為預測橫向位置，Z為飛行器當前的橫向位置，Vz為飛行器當前的橫向 速度，T z為預報時間。
[0049] 另外，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，還可以進一步根據(jù)實際應(yīng)用情況的 需求，預先設(shè)置飛行器距發(fā)射點的已飛航程Sg。與預報時間T z之間的映射關(guān)系Tz = f(Sg。），從 而可以根據(jù)所述已飛航程Sg。和所述映射關(guān)系，直接獲取相應(yīng)的預報時間T z。
[0050] 例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，所述映射關(guān)系的形式可以是如下形 式的插值表：
[0052]其中，所述Sl~S4分別表示所述已飛航程58。在不同時刻的取值，而所述Tl~Τ4則 分別表示所述預報時間相對應(yīng)的不同的取值。
[0053]在本發(fā)明的技術(shù)方案中，所述Sl~S4和Tl~T4的取值可以根據(jù)實際應(yīng)用情況的需 要預先進行設(shè)置，在此不再贅述。
[0054]步驟103,根據(jù)所確定的橫向約束走廊和飛行器的預測橫向位置，進行傾側(cè)角指令 dZZ的翻轉(zhuǎn)判別。
[0055] 在本發(fā)明的技術(shù)方案中，可以使用多種實施方式來實現(xiàn)上述的步驟103。以下將以 其中的一種【具體實施方式】為例，對本發(fā)明的技術(shù)方案進行詳細介紹。
[0056] 例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，可以使用如下所述的公式進行傾側(cè) 角指令dZZ的翻轉(zhuǎn)判別：
[0058]其中，dZZ為傾側(cè)角指令，Zo為預設(shè)閾值，且Zo>0。
[0059] 在本發(fā)明的上述技術(shù)方案中，在預測橫向位置判別的基礎(chǔ)上，通過加入判別實際 橫程與參考中線間的位置關(guān)系，可以防止由于預報時間參數(shù)選擇不合理而引起的傾側(cè)角指 令出現(xiàn)過多次翻轉(zhuǎn)，從而可以避免橫向位置僅在參考中線的一側(cè)變化的情況的發(fā)生。
[0060] 步驟104,根據(jù)所述傾側(cè)角指令得到傾側(cè)角制導指令。
[0061] 在本發(fā)明的技術(shù)方案中，可以使用多種實施方式來實現(xiàn)上述的步驟104。以下將以 其中的一種【具體實施方式】為例，對本發(fā)明的技術(shù)方案進行詳細介紹。
[0062] 例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，所述傾側(cè)角制導指令可以使用如下 所述的公式計算得到：
[0064] 其中，γ vc；x為傾側(cè)角制導指令，F(xiàn)va為通過縱向制導計算得到的傾側(cè)角指令大小。
[0065] 另外，在本發(fā)明的技術(shù)方案中，可以使用常用的計算方法，通過縱向制導計算得到 傾側(cè)角指令大小Ekc，因此在此不再贅述。
[0066] 通過上述的步驟101~104，即可得到傾側(cè)角制導指令，從而可以根據(jù)該傾側(cè)角制 導指令實現(xiàn)飛行器在滑翔過程中的傾側(cè)翻轉(zhuǎn)。
[0067] 綜上可知，在本發(fā)明中的升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法中，由于在設(shè)計 合理的橫向約束走廊的基礎(chǔ)上，確定飛行器的預測橫向位置，然后再根據(jù)橫向約束走廊和 飛行器的預測橫向位置、走廊參考中線之間的關(guān)系，進行傾側(cè)角指令的翻轉(zhuǎn)判別，并最終根 據(jù)傾側(cè)角指令得到傾側(cè)角制導指令，實現(xiàn)滑翔過程中的傾側(cè)翻轉(zhuǎn)，從而可以在盡量發(fā)揮飛 行器機動能力進行能量管理的前提下，有效地避免飛行器滑翔過程中由于滑翔機動過大而 導致的偏離目標攻擊方向、翻轉(zhuǎn)次數(shù)過多等問題，可以廣泛地應(yīng)用于滑翔過程中的標準軌 跡跟蹤制導方案。
[0068] 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)，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應(yīng)包含在本發(fā)明保護的范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1. 一種升力式飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎翻轉(zhuǎn)制導方法，其特征在于，該方法包括： 確定飛行器在滑翔飛行過程中的橫向約束走廊； 根據(jù)飛行器當前的橫向位置、橫向速度和預報時間，確定該飛行器的預測橫向位置； 根據(jù)所確定的橫向約束走廊和飛行器的預測橫向位置，進行傾側(cè)角指令的翻轉(zhuǎn)判別； 根據(jù)所述傾側(cè)角指令得到傾側(cè)角制導指令。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述確定飛行器在滑翔飛行過程中的橫向 約束走廊包括： 根據(jù)飛行器距發(fā)射點的已飛航程Sg。與滑翔過程中的橫程約束之間的映射關(guān)系，采用插 值方法由已飛航程Sg。通過插值計算得到Zleft和Zright;其中，所述Z left和Zright分別為橫向約 束走廊的左邊界和右邊界； 計算不同航程下飛行器的參考中線ZQLine。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，使用如下的公式計算得到不同航程下飛行 器的參考中線ZQLine:4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，使用如下的公式計算得到預測橫向位置： Zpredict - Z+Vz · Tz; 其中，Zpredlct為預測橫向位置，Ζ為飛行器當前的橫向位置，Vz為飛行器當前的橫向速 度，Τζ為預報時間。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，使用如下的公式進行傾側(cè)角指令dZZ的翻 轉(zhuǎn)判別：其中，dZZ為傾側(cè)角指令，Z〇為預設(shè)閾值，且Z〇>0。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，使用如下的公式計算得到傾側(cè)角制導指 令：其中，γ為傾側(cè)角制導指令，為通過縱向制導計算得到的傾側(cè)角指令大小。
【文檔編號】B64G1/24GK105923172SQ201610244179
【公開日】2016年9月7日
【申請日】2016年4月18日
【發(fā)明人】楊業(yè), 包為民, 黃萬偉, 馬衛(wèi)華, 祁振強, 吳浩, 郭濤, 梁祿揚, 徐國強
【申請人】北京航天自動控制研究所