一種飛行器滑翔減速控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛行器滑翔減速控制方法，該方法包括：根據(jù)制導系統(tǒng)給出的指令速度Vcx與導航系統(tǒng)獲取的飛行器當前相對地球運動速度Vd的差值，判斷是否需要進行減速控制；當需要進行減速控制時，計算得到基本需用攻角α0；計算得到需要耗散掉的速度ΔV；計算得到減速需用攻角αn；計算得到減速控制附加的制導力根據(jù)計算得到的減速控制附加的制導力，對飛行器進行減速控制。通過使用本發(fā)明所提供的方法，可以實現(xiàn)對飛行器的精確的速度控制。
【專利說明】
一種飛行器滑翔減速控制方法
技術領域
[0001] 本發(fā)明涉及高超聲速飛行器制導技術領域，特別涉及一種飛行器滑翔減速控制方 法。
【背景技術】
[0002] 對于升力式飛行器，由于其主要依賴氣動力飛行，在不確定因素和干擾條件的影 響下，飛行結(jié)束時飛行器的速度散布大，對后續(xù)飛行造成不利，為約束終端點的速度散布， 需要對飛行器進行嚴格的速度控制，使其在干擾條件下速度趨于一致。
[0003] 然而，現(xiàn)有技術中還尚未能提供一種有效且精度較高的飛行器滑翔減速控制方 法，因此該問題亟待得到解決。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 有鑒于此，本發(fā)明提供一種飛行器滑翔減速控制方法，從而可以實現(xiàn)對飛行器的 精確的速度控制。
[0005] 本發(fā)明的技術方案具體是這樣實現(xiàn)的：
[0006] -種飛行器滑翔減速控制方法，該方法包括如下步驟：
[0007] 根據(jù)制導系統(tǒng)給出的指令速度Vcx與導航系統(tǒng)獲取的飛行器當前相對地球運動速 度Vd的差值，判斷是否需要進行減速控制；
[0008] 當需要進行減速控制時，計算得到基本需用攻角α0;
[0009] 計算得到需要耗散掉的速度Δν;
[00?0]計算得到減速需用攻角αη;
[0011] 計算得到減速控制附加的制導力
[0012] 根據(jù)計算得到的減速控制附加的制導力，對飛行器進行減速控制。
[0013] 較佳的，所述根據(jù)￥。\與1的差值，判斷是否需要進行減速控制包括：
[0014] 預設一個減速控制標志Vctr i_Flag，且該VctruFlag的初始值為0;
[0015] 當（Vd-Vcx)>Vci，且Vctri_Flag的值為0時，置VctruFlag為1;當（V d-Vcx)〈Vc2,且Vctri_ Flag的值為1時，置VctruFlag為0;其中，V cl為進入減速控制的門檻值，VC2為退出減速控制的 門檻值；
[0016] 當Vctri_Flag為0時，判斷不需要進行減速控制；當Vctri_Flag為1時，判斷需要進行 減速控制。
[0017] 較佳的，根據(jù)如下的公式計算得到基本需用攻角α0:
[001 ?
[0019]其中，ax、bx分別為與飛行器法向力氣動特性相關的參數(shù)，q為動壓，Sm為飛行器特 征面積，F(xiàn)n為無減速控制時的制導力。
[0020] 較佳的，根據(jù)如下的公式計算得到需要耗散掉的速度Δ V:
[0021]
[0022]其中，Tg為距離飛行結(jié)束的待飛時間。
[0023]較佳的，根據(jù)如下的公式計算得到減速需用攻角αη:
[0024]
[0025] 其中，bD為與飛行器阻力系數(shù)相關的參數(shù);Κη、Ν為制導參數(shù);m為飛行器質(zhì)量。
[0026]較佳的，所述計算得到減速控制附加的制導力包括：
[0027] 計算得到FnQ= (ax+bx · α〇) · q · Sm;
[0028] 計算得到Fnn= (ax+bx · αη) · q · Sm;
[0029] 如果 Fnn>FnQ，則/
[0030] 如上可見，在本發(fā)明中的飛行器滑翔減速控制方法中，由于可以先根據(jù)實際速度 (即飛行器當前相對地球運動速度)與指令速度的偏差，判斷是否需要進行減速控制，然后 在需要進行減速控制時，先計算基本需用攻角，然后分別計算需要耗散掉的速度和減速需 用攻角，最終計算得到減速控制附加的制導力，并根據(jù)減速控制附加的制導力對飛行器進 行減速控制，從而可以增大飛行器的飛行攻角，通過增加攻角繼而增加阻力，以實現(xiàn)對飛行 器的精確的速度控制。上述方法可直接用于滑翔飛行器(例如，以氣動力飛行為主的升力式 飛行器)的制導，速度控制有效，且速度控制精度高。
【附圖說明】
[0031] 圖1為本發(fā)明實施例中的飛行器滑翔減速控制方法的流程示意圖。
【具體實施方式】
[0032] 為使本發(fā)明的目的、技術方案及優(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。
[0033] 本實施例提供了一種飛行器滑翔減速控制方法，該方法適用于以氣動力飛行為主 的升力式飛行器，從而可以解決飛行器在平衡滑翔飛行狀態(tài)下的高精度速度控制問題。
[0034] 圖1為本發(fā)明實施例中的飛行器滑翔減速控制方法的流程示意圖。如圖1所示，本 發(fā)明實施例中的飛行器滑翔減速控制方法包括：。
[0035] 步驟101，根據(jù)制導系統(tǒng)給出的指令速度Vcx與導航系統(tǒng)獲取的飛行器當前相對地 球運動速度Vd的差值，判斷是否需要進行減速控制；
[0036] 在本發(fā)明的技術方案中，首先要判斷是否需要進行減速控制。因此，在本步驟中， 可以根據(jù)VcgVd的差值來判斷是否需要進行減速控制，其中，V cx為制導系統(tǒng)給出的指令速 度，Vd為導航系統(tǒng)獲取的飛行器當前相對地球運動速度Vd，單位均為m/s。
[0037] 較佳的，在本發(fā)明的具體實施例中，可以根據(jù)如下所述的方法來判斷是否需要進 行減速控制：
[0038] 預設一個減速控制標志VCtri_Flag，且該VCtri_Flag的初始值為0;該V Ctri_Flag用于 標志是否需要進行減速控制；
[0039] 當（Vd-Vcx) >Vci，且Vctri_Flag的值為0時，置VCtri_Flag為 1;當（Vd-Vcx) <VC2，且Vctri_ Flag的值為1時，置VCtri_Flag為0;其中，V cl為進入減速控制的門檻值，Vc2為退出減速控制的 門檻值;在本發(fā)明的技術方案中，可以根據(jù)實際應用的需要，預先設置上述V cl和12的取值； 因此，一般情況下，上述tdPVd均為預設的常值。
[0040] 當VCtrl_Flag為0時，判斷不需要進行減速控制，設減速所附加的側(cè)向力即減速控 制所附加的制導力=0,從而退出減速控制流程；
[0041 ]當Vctri_Flag為1時，判斷需要進行減速控制，從而繼續(xù)執(zhí)行后續(xù)的步驟102。
[0042] 步驟102,當需要進行減速控制時，計算得到基本需用攻角α0;
[0043] 對于以氣動力飛行為主的升力式飛行器，其飛行所需的力均由飛行器的法向力來 提供，而減速則主要是通過增加飛行器的攻角來實現(xiàn)，因此，在本發(fā)明的技術方案中，如果 通過上述的步驟101確定需要進行減速控制，則可在本步驟中，首先計算基本需用攻角α〇。
[0044] 在本發(fā)明的技術方案中，可以根據(jù)多種具體的實現(xiàn)方式來計算得到基本需用攻角 α〇。以下將以其中的一種具體實現(xiàn)方式為例，對本發(fā)明的技術方案進行說明。
[0045] 例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，可以根據(jù)動壓、飛行器特征面積和 無減速控制時的制導力，計算基本需用攻角α〇。例如，可以根據(jù)如下所述的公式計算得到基 本需用攻角α〇:
[0046]
⑴
[0047] 其中，ax、bx分別為與飛行器法向力氣動特性相關的第一和第二參數(shù)，ax、b x可以根 據(jù)飛行器的氣動特性擬合得到；q為動壓，Sm為飛行器特征面積，F(xiàn)n*無減速控制時的制導 力。
[0048] 在本發(fā)明的技術方案中，所述無減速控制時的制導力?"可以根據(jù)現(xiàn)有技術中的常 用制導算法計算得到，因此，具體計算過程在此不再贅述。
[0049] 步驟103,計算得到需要耗散掉的速度AV;
[0050] 在本發(fā)明的技術方案中，可以根據(jù)多種具體的實現(xiàn)方式來計算得到需要耗散掉的 速度A V。以下將以其中的一種具體實現(xiàn)方式為例，對本發(fā)明的技術方案進行說明。
[0051 ]例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，可以根據(jù)Vcx、Vd和距離飛行結(jié)束的 待飛時間，計算需要耗散掉的速度A V。例如，可以根據(jù)如下所述的公式計算得到需要耗散 掉的速度AV:
[0052]
⑴
[0053]其中，Tg為距離飛行結(jié)束的待飛時間。在本發(fā)明的技術方案中，可以根據(jù)實際情 況，預先設置Tg的取值，即設Tg為一個常值;或者，也可以根據(jù)現(xiàn)有技術中的常用制導算法計 算得到該T g，具體計算過程在此不再贅述。
[0054] 步驟104,計算得到減速需用攻角αη;
[0055] 在本發(fā)明的技術方案中，可以根據(jù)多種具體的實現(xiàn)方式來計算得到減速需用攻角 αη。以下將以其中的一種具體實現(xiàn)方式為例，對本發(fā)明的技術方案進行說明。
[0056] 例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，可以根據(jù)如下所述的公式計算得到 減速需用攻角％:
[0057] αΒ=Γ(α〇)-￥+ ^·Δ?/·：^1Α> (3) L f·兄為」
[0058] 其中，bD為與飛行器阻力系數(shù)相關的參數(shù)，其與飛行氣動特性相關;Kn為速度比例 系數(shù)，其值一般可以取為1，、N為由飛行器氣動特性擬合得到的攻角函數(shù)的階次;m為飛行器 質(zhì)量。
[0059] 步驟105,計算得到減速控制附加的制導力a
[0060] 在本發(fā)明的技術方案中，可以根據(jù)多種具體的實現(xiàn)方式來計算得到減速控制附加 的制導力F= s以下將以其中的一種具體實現(xiàn)方式為例，對本發(fā)明的技術方案進行說明。
[0061] 例如，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，可以根據(jù)如下所述的步驟計算得到 減速控制附加的制導力F::
[0062] 步驟51，計算得到FnQ= (ax+bx · α〇) · q · Sm，其中，F(xiàn)nO為基本需用攻角產(chǎn)生的制導 力；
[0063] 步驟52,計算得到Fnn= (ax+bx · αη) · q · Sm，其中Fm為基本需用攻角產(chǎn)生的制導 力；
[0064] 步驟53，如果 Fnn>FnQ，則< =機 x Fm-Fn0 x Fll0 ;否則，C =0。
[0065] 步驟106,根據(jù)計算得到的減速控制附加的制導力，對飛行器進行減速控制。
[0066] 綜上可知，在本發(fā)明中的飛行器滑翔減速控制方法中，由于可以先根據(jù)實際速度 (即飛行器當前相對地球運動速度)與指令速度的偏差，判斷是否需要進行減速控制，然后 在需要進行減速控制時，先計算基本需用攻角，然后分別計算需要耗散掉的速度和減速需 用攻角，最終計算得到減速控制附加的制導力，并根據(jù)減速控制附加的制導力對飛行器進 行減速控制，從而可以增大飛行器的飛行攻角，通過增加攻角繼而增加阻力，以實現(xiàn)對飛行 器的精確的速度控制。上述方法可直接用于滑翔飛行器(例如，以氣動力飛行為主的升力式 飛行器)的制導，速度控制有效，且速度控制精度高。
[0067] 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，均應包含在本發(fā)明保護的范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1. 一種飛行器滑翔減速控制方法，其特征在于，該方法包括如下步驟： 根據(jù)制導系統(tǒng)給出的指令速度Vex與導航系統(tǒng)獲取的飛行器當前相對地球運動速度Vd 的差值，判斷是否需要進行減速控制； 當需要進行減速控制時，計算得到基本需用攻角α〇; 計算得到需要耗散掉的速度A V; 計算得到減速需用攻角曰η; 計算得到減速控制附加的制導力巧'; 根據(jù)計算得到的減速控制附加的制導力，對飛行器進行減速控制。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)Vex與Vd的差值，判斷是否需要進 行減速控制包括： 預設一個減速控制標志Vetri_Flag，且該Vetri_Flag的初始值為0; 當（Vd-Vcx)〉Vci，且Vctri_Flag的值為加寸，置Vctri_Flag為1;當（Vd-Vcx)<Vc2,且Vctri_Flag 的值為1時，置Vctrl_Flag為0 ;其中，Vcl為進入減速控制的口檻值，為退出減速控制的口檻 值； 當Vctri_Flag為0時，判斷不需要進行減速控制；當Vctri_Flag為1時，判斷需要進行減速 控制。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，根據(jù)如下的公式計算得到基本需用攻角α〇:其中，ax、bx分別為與飛行器法向力氣動特性相關的參數(shù)，q為動壓，Sm為飛行器特征面 積，F(xiàn)n為無減速控制時的制導力。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，根據(jù)如下的公式計算得到需要耗散掉的速 度AV:其中，Tg為距離飛行結(jié)束的待飛時間。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，根據(jù)如下的公式計算得到減速需用攻角an:其中，bD為與飛行器阻力系數(shù)相關的參數(shù);Kvi、N為制導參數(shù);m為飛行器質(zhì)量。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述計算得到減速控制附加的制導力包 括： 計算得到Fn〇=(ax+bx · α〇) · q · Sm; 計算得到Fnn=(ax+bx · α。）· q · Sm; 如果Fnn〉FnO，則；否則，巧=〇。
【文檔編號】G05D1/06GK105843232SQ201610217768
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年4月8日
【發(fā)明人】楊業(yè), 黃萬偉, 馬衛(wèi)華, 祁振強, 包為民, 郭濤, 吳浩, 梁祿揚, 徐國強, 劉毅
【申請人】北京航天自動控制研究所