一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及高超声速飞行器导航、制导与控制技术，特别涉及一种高超声速飞行 器滑翔飞行段的纵向制导方法。
【背景技术】
[0002] 在现有技术中，对于具有高升阻比特性的滑翔飞行器，在其高超声速飞行段大多 采用预置攻角飞行，对其飞行攻角不作任何调整。当飞行器进行倾侧角翻转时，由于滚动角 速率的限制，角速率一般小于20° /秒，因此，如果进行从负60度倾侧角到正60度倾侧角 的翻转操作，一般至少需要6秒钟的时间，在偏差条件下甚至将超过10秒，因此将对阻力加 速度跟踪制导产生不利的影响，导致动态条件下的阻力加速度跟踪的误差较大。此外，由于 飞行器的攻角不作任何调整，因此当飞行器进行倾侧角翻转时，还会导致滑翔飞行器的飞 行高度和弹道倾角发生波动，从而对制导产生不利的影响。再次，当飞行过程中存在各种干 扰和不确定条件时，飞行器将面临着需用速度过剩或不足的情况，而如果能适当调整攻角 则可补偿飞行器的能力不足或增强减速控制效果。
【发明内容】
[0003] 有鉴于此，本发明提供一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，从而可 以有效地改善阻力加速度跟踪控制的动态特性，提高动态条件下阻力加速度的跟踪控制 精度，抑制飞行轨迹的波动，增强制导系统对各种偏差、不确定干扰和不确定条件的适应能 力。
[0004] 本发明的技术方案具体是这样实现的：
[0005] 一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，该方法包括：
[0006] 在滑翔段飞行过程中，制导系统根据导航参数实时生成标准飞行轨迹指令；
[0007] 制导系统根据标准飞行轨迹指令中的飞行速度或马赫给出预置的攻角α
[0008] 根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令D α
[0009] 根据预置的攻角和附加攻角指令Da "，计算得到当前的实际攻角c^。
[0010] 较佳的，所述标准飞行轨迹指令包括：阻力加速度指令Dc3、阻力加速度导数指令 、标称速度指令Vc3和当地弹道倾角指令Θ εχ;
[0011] 所述导航系统提供的测量值包括：Dsb、、1和Θ。
[0012] 较佳的，所述根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令△ α εχ 包括：
[0013] 根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第一附加攻角指令分量a D;
[0014] 根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第二附加攻角指令分量α θ;
[0015] 根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第三附加攻角指令分量a ν;
[0016] 根据aD、a 0和a ν，计算得到附加攻角指令Λ α εχ。
[0017] 较佳的，通过如下的公式计算得到aD:
【主权项】
1. 一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，其特征在于，该方法包括： 在滑翔段飞行过程中，制导系统根据导航参数实时生成标准飞行轨迹指令； 制导系统根据标准飞行轨迹指令中的飞行速度或马赫给出预置的攻角α 根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令△ aw 根据预置的攻角α α(ι和附加攻角指令Λ α "，计算得到当前的实际攻角a ^
2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于， 所述标准飞行轨迹指令包括：阻力加速度指令Dc3、阻力加速度导数指令、标称速度 指令L和当地弹道倾角指令Θ εχ; 所述导航系统提供的测量值包括：Dsb、、％和Θ。
3. 根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据轨迹指令和导航系统提供的测 量值，计算附加攻角指令Δ α α包括： 根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第一附加攻角指令分量a D; 根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第二附加攻角指令分量α Θ; 根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算第三附加攻角指令分量α ν; 根据aD、α 0和α ν，计算得到附加攻角指令Λ αεχ。
4. 根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到a D: aD = Li x (D1 x - D,, )+/,；： x (A, - Dsb)； 并根据预先设置的第一最小值《Γ1和第一最大值，对计算得到的a D进行限幅，使 得所述a D满足条件：-cC ; 其中，所述4和f d2分别为第一控制参数和第二控制参数。
5. 根据权利要求4所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到第二附加攻角 指令分量α Θ: a0=-(0-0cx)Xf0； 并根据预先设置的第二最小值.《Γ1:和第二最大值《Γ1，对计算得到的α θ进行限幅， 使得所述《 0满足条件：;其中，所述L为第三控制参数。
6. 根据权利要求5所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到第三附加攻角 指令分量a v: a V=-(V ex-Vd) X fv； 并根据预先设置的第三最小值《Γ和第三最大值叫_，对计算得到的a ￥进行限幅，使 得所述％满足条件：-<in 其中，所述fv分别为第四控制参数。
7. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到附加攻角指令 Δ a cx： Δ a cx= a v+aD+a θ。
8. 根据权利要求7所述的方法，其特征在于，通过如下的公式计算得到α εχ: a cx= a cx〇+A a cx〇
【专利摘要】本发明公开了一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法。该方法包括：在滑翔段飞行过程中，制导系统根据导航参数实时生成标准飞行轨迹指令；制导系统根据标准飞行轨迹指令中的飞行速度或马赫给出预置的攻角acx0；根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令Dacx；根据预置的攻角acx0和附加攻角指令Dacx，计算得到当前的实际攻角acx。通过使用本发明所提供的高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，可以效地改善阻力加速度跟踪控制的动态特性，提高动态条件下阻力加速度的跟踪控制精度，抑制飞行轨迹的波动，增强制导系统对各种偏差、不确定干扰和不确定条件的适应能力。
【IPC分类】G05D1-08
【公开号】CN104731104
【申请号】CN201510102948
【发明人】杨业, 马卫华, 包为民, 黄万伟, 祁振强, 禹春梅, 唐海红, 田海涛
【申请人】北京航天自动控制研究所
【公开日】2015年6月24日
【申请日】2015年3月9日