带落角约束的增程飞行器制导控制方法技术

本发明专利技术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。其按照期望落角降落并命中目标。

【技术实现步骤摘要】
带落角约束的增程飞行器制导控制方法


[0001]本专利技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]由于上述射程与大落角之间的矛盾关系，本专利技术人对现有 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。

技术实现思路

[0004]为了克服上述问题，本专利技术人进行了锐意研究，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，从而完成本专利技术。
[0005]具体来说，本专利技术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，
[0006]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，
[0007]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。
[0008]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
°
。
[0009]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：
[0010][0011]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；
[0012]优选地，所述升阻比τ通过下式(二)获得：
[0013][0014]其中，F
y
表示全弹升力，F
x
表示全弹阻力。
[0015]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：
[0016][0017]其中，a
M
表示需用过载，
[0018]表示弹目相对速度；
[0019]表示视线角速度；
[0020]R表示弹目相对距离；
[0021]K表示自适应参数；
[0022]s表示非奇异终端滑模面；
[0023]β表示设计增益；
[0024]ρ表示设计增益；
[0025]e1表示角度偏差；
[0026]e2表示角速度偏差；
[0027]σ表示飞行器前置角。
[0028]其中，所述弹目相对速度通过下式(四)实时获得： [0029]所述弹目视线角速度通过下式(五)实时获得：
[0030][0031]其中，V
a
表示飞行器速度。
[0032]其中，所述非奇异终端滑模面s通过下式(六)获得：
[0033]s＝e2+β|e1|ρsign(e1)
ꢀꢀꢀ
(六)。
[0034]sign(e1)表示符号函数；
[0035]其中，所述角度偏差e1＝λ
‑
λ
d
[0036]所述角速度偏差
[0037]其中，λ表示弹目视线角，λ
d
表示期望终端角度。
[0038]其中，所述飞行器速度和位置通过下式(七)获得：
[0039][0040]其中，P
a
表示飞行器位置；
[0041]V
a
表示飞行器速度；
[0042]P
G
表示GPS测量得到的飞行器位置信息；
[0043]P
I
表示INS测量得到的飞行器位置信息；
[0044]V
G
表示GPS测量得到的飞行器速度信息；
[0045]V
I
表示INS测量得到的飞行器速度信息；
[0046]σ1表示GPS测量得到信息所占权重；
[0047]σ2表示INS测量得到信息所占权重；
[0048]σ1通过下式获得：
[0049]σ1＝1
‑
σ2[0050]σ2通过下式获得：
[0051][0052]式中R0表示发射时弹目初始相对距离；
[0053]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。
[0054]本专利技术所具有的有益效果包括：
[0055](1)根据本专利技术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；
[0056](2)根据本专利技术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
[0057]图1示出根据本专利技术实施例1中飞行器轨迹图；
[0058]图2示出根据本专利技术实施例2中飞行器轨迹图。
具体实施方式
[0059]下面通过附图和实施例对本专利技术进一步详细说明。通过这 些说明，本专利技术的特点和优点将变得更为清楚明确。
[0060]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。
[0061]根据本专利技术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，
[0062]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，
[0063]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。
[0064]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
°
； 本专利技术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。
[0065]在所述滑翔段，实时通过下式(一)获得所需的俯仰舵偏 角本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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。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
°
，优选地为20
°
。3.根据权利要求2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，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。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，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。5.根据权利要求4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...

【专利技术属性】
技术研发人员：王伟，王雨辰，王少龙，张健，林德福，王江，王辉，宋韬，刘佳琪，王因翰，
申请(专利权)人：西北工业集团有限公司，
类型：发明
国别省市：