一種末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法，該方法包括：根據(jù)預(yù)設(shè)的末端機(jī)動段制導(dǎo)律和方案，計算得到縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力Fzcx；對制導(dǎo)力進(jìn)行奇異處理：如果Fycx<Kc·m·g0，則Fyn＝sign(Kc·m·g0)·|Kc·m·g0|，否則，F(xiàn)yn＝Fycx；根據(jù)奇異處理后的制導(dǎo)力計算制導(dǎo)所需的傾側(cè)角；根據(jù)縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力Fzcx計算制導(dǎo)需用的法向力。通過使用本發(fā)明所提供的方法，可以解決高升阻比飛行器在末端機(jī)動飛行段由于小過載制導(dǎo)指令導(dǎo)致的奇異問題，降低不必要的大幅彈體滾轉(zhuǎn)，提高制導(dǎo)精度。
【專利說明】
-種末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明設(shè)及高超聲速飛行器制導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域，特別設(shè)及一種末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指 令的奇異處理方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 升力式高超聲速飛行器由于升力大，當(dāng)飛行器接近目標(biāo)時，該飛行器在末端機(jī)動 段飛行時極易出現(xiàn)小過載制導(dǎo)指令的需求，此時制導(dǎo)律給出的縱向和橫向制導(dǎo)力需求均比 較小，可能會出現(xiàn)縱向制導(dǎo)力IFycxI《0.1 go，橫向制導(dǎo)力I Fzcx I《0.1 go的情況，此時如果還 是按照丫。x=tg-l(Fzex/Fyex)計算傾側(cè)角指令丫。X，將會導(dǎo)致傾側(cè)角大幅滾轉(zhuǎn)，甚至到90°的 情況，從而對姿態(tài)控制和制導(dǎo)尤為不利。
[0003] 小過載制導(dǎo)指令引起的傾側(cè)實(shí)際上是不必要的機(jī)動，其產(chǎn)生的側(cè)向加速度并不 大，雖然傾側(cè)大，但彈體法向過載小，其對機(jī)動飛行的貢獻(xiàn)基本可W忽略，不必要的滾轉(zhuǎn)反 而對控制系統(tǒng)造成不利，甚至影響制導(dǎo)精度。
[0004] 因此，制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計需要考慮消除由于小過載制導(dǎo)指令導(dǎo)致的奇異問題，提高制 導(dǎo)的有效性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 有鑒于此，本發(fā)明提供一種末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法，從而可W 解決高升阻比飛行器在末端機(jī)動飛行段由于小過載制導(dǎo)指令導(dǎo)致的奇異問題，降低不必要 的大幅彈體滾轉(zhuǎn)，提高制導(dǎo)精度。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)方案具體是運(yùn)樣實(shí)現(xiàn)的：
[0007] -種末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法，該方法包括：
[000引根據(jù)預(yù)設(shè)的末端機(jī)動段制導(dǎo)律和方案，計算得到縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力 Fzcx ；
[0009] 對制導(dǎo)力進(jìn)行奇異處理：如果Fycx<Kc?m?g日，貝lJFyn=si即化c?m?g日）?|Kc?m? g〇|，否則，F(xiàn)yn = Fycx;其中，F(xiàn)yn為限幅后的縱向制導(dǎo)力；Kc為設(shè)計參數(shù);m為飛行質(zhì)量;go為地 球引力加速度；
[0010] 根據(jù)奇異處理后的制導(dǎo)力計算制導(dǎo)所需的傾側(cè)角；
[0011] 根據(jù)縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力Fzcx計算制導(dǎo)需用的法向力。
[0012] 較佳的，所述K。的取值大于1.0。
[0013] 較佳的，使用如下的公式計算得到制導(dǎo)所需的傾側(cè)角
[0014]
[0015] 較佳的，使用如下的公式計算得到制導(dǎo)需用的法向力Fn:
[0016]
。
[0017] 如上可見，在本發(fā)明中的末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法中，由于先根 據(jù)預(yù)設(shè)的末端機(jī)動段制導(dǎo)律和方案，計算得到縱向制導(dǎo)力和橫向制導(dǎo)力;然后對制導(dǎo)力進(jìn) 行奇異處理，并根據(jù)奇異處理后的制導(dǎo)力計算制導(dǎo)所需的傾側(cè)角，最后可W根據(jù)縱向制導(dǎo) 力和橫向制導(dǎo)力計算制導(dǎo)需用的法向力，因此可W根據(jù)計算得到的傾側(cè)角和法向力實(shí)現(xiàn)飛 行器在滑翔過程中的傾側(cè)翻轉(zhuǎn)，從而可W從制導(dǎo)力需求和傾側(cè)機(jī)動的效率入手，當(dāng)彈體法 向?yàn)樾∵^載的條件下時（即出現(xiàn)橫法向小過載需求時），消除傾側(cè)角指令的奇異性，盡量不 進(jìn)行傾側(cè)機(jī)動，降低不必要的大幅彈體滾轉(zhuǎn)，因而可W避免無意義的姿態(tài)機(jī)動，提高飛行器 傾側(cè)機(jī)動飛行的有效性，完全可避免高升阻比飛行器在末端機(jī)動飛行段由于小過載制導(dǎo)指 令導(dǎo)致的奇異問題，降低不必要的大幅彈體滾轉(zhuǎn)，提高制導(dǎo)精度。與現(xiàn)有技術(shù)中的采用傾側(cè) 角進(jìn)行直接限幅的方式相比，尤其當(dāng)飛行器真正需要大傾側(cè)轉(zhuǎn)彎時，采用本發(fā)明中的末端 機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法，將不會因?yàn)閮A側(cè)角別限制而影響制導(dǎo)精度，也不會 因?yàn)檫^載變化而引起指令跳躍。
【附圖說明】
[0018] 圖1為本發(fā)明實(shí)施例中的末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法的流程示意 圖。
【具體實(shí)施方式】
[0019] 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，W下參照附圖并舉實(shí)施例，對 本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0020] 本實(shí)施例提供了一種末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法，該方法適用于W 氣動力飛行為主的升力式飛行器。
[0021] 圖1為本發(fā)明實(shí)施例中的末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法的流程示意 圖。如圖1所示，本發(fā)明實(shí)施例中的末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法包括：
[0022] 步驟101，根據(jù)預(yù)設(shè)的末端機(jī)動段制導(dǎo)律和方案，計算得到縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向 制導(dǎo)力Fzcx。
[0023] 在本發(fā)明的技術(shù)方案中，在本步驟中，將首先按照預(yù)設(shè)的末端機(jī)動段制導(dǎo)律和方 案，進(jìn)行縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力Fzcx需求的計算。
[0024] 另外，在本發(fā)明的技術(shù)方案中，末端機(jī)動制導(dǎo)段可W采用最優(yōu)比例導(dǎo)引進(jìn)行制導(dǎo)。 因此，在本發(fā)明的一個較佳實(shí)施例中，可W按照最優(yōu)比例導(dǎo)引進(jìn)行制導(dǎo)計算，得到縱向和橫 向所需要的制導(dǎo)力，即縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力Fzcx。其中，可W使用本領(lǐng)域中的常用方 法按照最優(yōu)比例導(dǎo)引進(jìn)行制導(dǎo)計算，因此在此不再寶述。
[0025] 步驟102，對制導(dǎo)力進(jìn)行奇異處理:如果Fycx<Kc?m?g日，則Fyn = si即化c?m?go)? I Kc ? m ? go I ,否則,Fyn = Fycxn
[0026] 其中，F(xiàn)yn為限幅后的縱向制導(dǎo)力;Kc為設(shè)計參數(shù);m為飛行質(zhì)量，是一個常數(shù);go為 地球引力加速度，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實(shí)施例中，所述go取值為9.8055。
[0027] 在本步驟中，將對制導(dǎo)力進(jìn)行奇異處理，即當(dāng)彈體法向?yàn)樾∵^載的條件下時（即出 現(xiàn)橫法向小過載需求時，例如，F(xiàn)ycx<Kc ? m ? go),則需要消除傾側(cè)角指令的奇異性，盡量不進(jìn) 行傾側(cè)機(jī)動，降低不必要的大幅彈體滾轉(zhuǎn)，從而避免無意義的姿態(tài)機(jī)動，提高飛行器傾側(cè)機(jī) 動飛行的有效性。
[0028] 較佳的，在本發(fā)明的一個具體實(shí)施例中，所述Kc的取值大于1.OdKc值的選取原則是 能夠消除傾側(cè)角指令的奇異性，但又不至于影響制導(dǎo)精度。K。值過大，雖然能夠消除傾側(cè)角 指令的奇異性，但無法滿足飛行器真正需要的傾側(cè)指令，最終導(dǎo)致制導(dǎo)精度差。
[0029] 步驟103,根據(jù)奇異處理后的制導(dǎo)力計算制導(dǎo)所需的傾側(cè)角。
[0030] 較佳的，在本發(fā)明的一個具體實(shí)施例中，所述傾側(cè)角可W使用如下所述的公式計 算得到：
[0031]
( 1 )
[0032] 其中，接為制導(dǎo)所需的傾側(cè)角。
[0033] 步驟104,根據(jù)縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力Fzcx計算制導(dǎo)需用的法向力。
[0034] 在本發(fā)明的技術(shù)方案中，由于飛行器運(yùn)動所需的力由彈體提供，因此，較佳的，在 本發(fā)明的一個具體實(shí)施例中，所述制導(dǎo)需用的法向力可W使用如下所述的公式計算得到：
[0035]
( 2 )
[0036] 通過上述的步驟101~104,即可得到制導(dǎo)所需的傾側(cè)角和法向力，從而可W根據(jù) 計算得到的傾側(cè)角和法向力實(shí)現(xiàn)飛行器在滑翔過程中的傾側(cè)翻轉(zhuǎn)。
[0037] 綜上可知，在本發(fā)明中的末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法中，由于先根 據(jù)預(yù)設(shè)的末端機(jī)動段制導(dǎo)律和方案，計算得到縱向制導(dǎo)力和橫向制導(dǎo)力;然后對制導(dǎo)力進(jìn) 行奇異處理，并根據(jù)奇異處理后的制導(dǎo)力計算制導(dǎo)所需的傾側(cè)角，最后可W根據(jù)縱向制導(dǎo) 力和橫向制導(dǎo)力計算制導(dǎo)需用的法向力，因此可W根據(jù)計算得到的傾側(cè)角和法向力實(shí)現(xiàn)飛 行器在滑翔過程中的傾側(cè)翻轉(zhuǎn)，從而可W從制導(dǎo)力需求和傾側(cè)機(jī)動的效率入手，當(dāng)彈體法 向?yàn)樾∵^載的條件下時（即出現(xiàn)橫法向小過載需求時），消除傾側(cè)角指令的奇異性，盡量不 進(jìn)行傾側(cè)機(jī)動，降低不必要的大幅彈體滾轉(zhuǎn)，因而可W避免無意義的姿態(tài)機(jī)動，提高飛行器 傾側(cè)機(jī)動飛行的有效性，完全可避免高升阻比飛行器在末端機(jī)動飛行段由于小過載制導(dǎo)指 令導(dǎo)致的奇異問題，降低不必要的大幅彈體滾轉(zhuǎn)，提高制導(dǎo)精度。與現(xiàn)有技術(shù)中的采用傾側(cè) 角進(jìn)行直接限幅的方式相比，尤其當(dāng)飛行器真正需要大傾側(cè)轉(zhuǎn)彎時，采用本發(fā)明中的末端 機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法，將不會因?yàn)閮A側(cè)角別限制而影響制導(dǎo)精度，也不會 因?yàn)檫^載變化而引起指令跳躍。
[0038] W上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并不用W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(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明保護(hù)的范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種末端機(jī)動小過載制導(dǎo)指令的奇異處理方法，其特征在于，該方法包括： 根據(jù)預(yù)設(shè)的末端機(jī)動段制導(dǎo)律和方案，計算得到縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力Fzcx; 對制導(dǎo)力進(jìn)行奇異處理：如果Fycx〈Kc · m · go,貝ljFyn = sign(Kc · m · go) · |KC · m · g〇|， 否則，F(xiàn)yn = Fycx;其中，F(xiàn)yn為限幅后的縱向制導(dǎo)力;Kc為設(shè)計參數(shù);m為飛行質(zhì)量;go為地球引 力加速度； 根據(jù)奇異處理后的制導(dǎo)力計算制導(dǎo)所需的傾側(cè)角； 根據(jù)縱向制導(dǎo)力Fycx和橫向制導(dǎo)力Fzcx計算制導(dǎo)需用的法向力。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于： 所述K。的取值大于1.0。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制導(dǎo)所需的傾側(cè) -^?-Ι Λ/· .? 用 fcr ·_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制導(dǎo)需用的法向 力Fr!
【文檔編號】G06F17/50GK106021679SQ201610319674
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月13日
【發(fā)明人】黃萬偉, 馬衛(wèi)華, 楊業(yè), 祁振強(qiáng), 包為民, 梁祿揚(yáng), 吳浩, 郭濤, 徐國強(qiáng), 唐海紅
【申請人】北京航天自動控制研究所