CN105843232A - 一种飞行器滑翔减速控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器滑翔减速控制方法，该方法包括：根据制导系统给出的指令速度V_cx与导航系统获取的飞行器当前相对地球运动速度V_d的差值，判断是否需要进行减速控制；当需要进行减速控制时，计算得到基本需用攻角α₀；计算得到需要耗散掉的速度ΔV；计算得到减速需用攻角α_n；计算得到减速控制附加的制导力根据计算得到的减速控制附加的制导力，对飞行器进行减速控制。通过使用本发明所提供的方法，可以实现对飞行器的精确的速度控制。

Description

一种飞行器滑翔减速控制方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器制导技术领域，特别涉及一种飞行器滑翔减速控制方法。

背景技术

对于升力式飞行器，由于其主要依赖气动力飞行，在不确定因素和干扰条件的影响下，飞行结束时飞行器的速度散布大，对后续飞行造成不利，为约束终端点的速度散布，需要对飞行器进行严格的速度控制，使其在干扰条件下速度趋于一致。

然而，现有技术中还尚未能提供一种有效且精度较高的飞行器滑翔减速控制方法，因此该问题亟待得到解决。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种飞行器滑翔减速控制方法，从而可以实现对飞行器的精确的速度控制。

本发明的技术方案具体是这样实现的：

一种飞行器滑翔减速控制方法，该方法包括如下步骤：

根据制导系统给出的指令速度V_cx与导航系统获取的飞行器当前相对地球运动速度V_d的差值，判断是否需要进行减速控制；

当需要进行减速控制时，计算得到基本需用攻角α₀；

计算得到需要耗散掉的速度ΔV；

计算得到减速需用攻角α_n；

计算得到减速控制附加的制导力

根据计算得到的减速控制附加的制导力，对飞行器进行减速控制。

较佳的，所述根据V_cx与V_d的差值，判断是否需要进行减速控制包括：

预设一个减速控制标志V_Ctrl_Flag，且该V_Ctrl_Flag的初始值为0；

当(V_d-V_cx)>V_c1，且V_Ctrl_Flag的值为0时，置V_Ctrl_Flag为1；当(V_d-V_cx)<V_c2，且V_Ctrl_Flag的值为1时，置V_Ctrl_Flag为0；其中，V_c1为进入减速控制的门槛值，V_c2为退出减速控制的门槛值；

当V_Ctrl_Flag为0时，判断不需要进行减速控制；当V_Ctrl_Flag为1时，判断需要进行减速控制。

较佳的，根据如下的公式计算得到基本需用攻角α₀：

${\mathrm{\&alpha;}}_0=\frac{\frac{F_n}{q\&times;S_m}-a_x}{b_x};$

其中，a_x、b_x分别为与飞行器法向力气动特性相关的参数，q为动压，S_m为飞行器特征面积，F_n为无减速控制时的制导力。

较佳的，根据如下的公式计算得到需要耗散掉的速度ΔV：

$\mathrm{\&Delta;}V=\frac{V_d-V_{\mathrm{\&alpha;}}}{T_g};$

其中，T_g为距离飞行结束的待飞时间。

较佳的，根据如下的公式计算得到减速需用攻角α_n：

${\mathrm{\&alpha;}}_n={\&lsqb;{\left({\mathrm{\&alpha;}}_0\right)}^N+\frac{K_{V1}\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;}V\&CenterDot;m}{q\&CenterDot;S_m\&CenterDot;b_D}\&rsqb;}^{\frac{1}{N}};$

其中，b_D为与飞行器阻力系数相关的参数；K_V1、N为制导参数；m为飞行器质量。

较佳的，所述计算得到减速控制附加的制导力包括：

计算得到F_n0＝(a_x+b_x·α₀)·q·S_m；

计算得到F_nn＝(a_x+b_x·α_n)·q·S_m；

如果F_nn>F_n0，则否则，

如上可见，在本发明中的飞行器滑翔减速控制方法中，由于可以先根据实际速度(即飞行器当前相对地球运动速度)与指令速度的偏差，判断是否需要进行减速控制，然后在需要进行减速控制时，先计算基本需用攻角，然后分别计算需要耗散掉的速度和减速需用攻角，最终计算得到减速控制附加的制导力，并根据减速控制附加的制导力对飞行器进行减速控制，从而可以增大飞行器的飞行攻角，通过增加攻角继而增加阻力，以实现对飞行器的精确的速度控制。上述方法可直接用于滑翔飞行器(例如，以气动力飞行为主的升力式飞行器)的制导，速度控制有效，且速度控制精度高。

附图说明

图1为本发明实施例中的飞行器滑翔减速控制方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

本实施例提供了一种飞行器滑翔减速控制方法，该方法适用于以气动力飞行为主的升力式飞行器，从而可以解决飞行器在平衡滑翔飞行状态下的高精度速度控制问题。

图1为本发明实施例中的飞行器滑翔减速控制方法的流程示意图。如图1所示，本发明实施例中的飞行器滑翔减速控制方法包括：。

步骤101，根据制导系统给出的指令速度V_cx与导航系统获取的飞行器当前相对地球运动速度V_d的差值，判断是否需要进行减速控制；

在本发明的技术方案中，首先要判断是否需要进行减速控制。因此，在本步骤中，可以根据V_cx与V_d的差值来判断是否需要进行减速控制，其中，V_cx为制导系统给出的指令速度，V_d为导航系统获取的飞行器当前相对地球运动速度V_d，单位均为m/s。

较佳的，在本发明的具体实施例中，可以根据如下所述的方法来判断是否需要进行减速控制：

预设一个减速控制标志V_Ctrl_Flag，且该V_Ctrl_Flag的初始值为0；该V_Ctrl_Flag用于标志是否需要进行减速控制；

当(V_d-V_cx)>V_c1，且V_Ctrl_Flag的值为0时，置V_Ctrl_Flag为1；当(V_d-V_cx)<V_c2，且V_Ctrl_Flag的值为1时，置V_Ctrl_Flag为0；其中，V_c1为进入减速控制的门槛值，V_c2为退出减速控制的门槛值；在本发明的技术方案中，可以根据实际应用的需要，预先设置上述V_c1和V_c2的取值；因此，一般情况下，上述V_c1和V_c2均为预设的常值。

当V_Ctrl_Flag为0时，判断不需要进行减速控制，设减速所附加的侧向力即减速控制所附加的制导力从而退出减速控制流程；

当V_Ctrl_Flag为1时，判断需要进行减速控制，从而继续执行后续的步骤102。

步骤102，当需要进行减速控制时，计算得到基本需用攻角α₀；

对于以气动力飞行为主的升力式飞行器，其飞行所需的力均由飞行器的法向力来提供，而减速则主要是通过增加飞行器的攻角来实现，因此，在本发明的技术方案中，如果通过上述的步骤101确定需要进行减速控制，则可在本步骤中，首先计算基本需用攻角α₀。

在本发明的技术方案中，可以根据多种具体的实现方式来计算得到基本需用攻角α₀。以下将以其中的一种具体实现方式为例，对本发明的技术方案进行说明。

例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可以根据动压、飞行器特征面积和无减速控制时的制导力，计算基本需用攻角α₀。例如，可以根据如下所述的公式计算得到基本需用攻角α₀：

${\mathrm{\&alpha;}}_0=\frac{\frac{F_n}{q\&times;S_m}-a_x}{b_x}---\left(1\right)$

其中，a_x、b_x分别为与飞行器法向力气动特性相关的第一和第二参数，a_x、b_x可以根据飞行器的气动特性拟合得到；q为动压，S_m为飞行器特征面积，F_n为无减速控制时的制导力。

在本发明的技术方案中，所述无减速控制时的制导力F_n可以根据现有技术中的常用制导算法计算得到，因此，具体计算过程在此不再赘述。

步骤103，计算得到需要耗散掉的速度ΔV；

在本发明的技术方案中，可以根据多种具体的实现方式来计算得到需要耗散掉的速度ΔV。以下将以其中的一种具体实现方式为例，对本发明的技术方案进行说明。

例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可以根据V_cx、V_d和距离飞行结束的待飞时间，计算需要耗散掉的速度ΔV。例如，可以根据如下所述的公式计算得到需要耗散掉的速度ΔV：

$\mathrm{\&Delta;}V=\frac{V_d-V_{cx}}{T_g}---\left(2\right)$

其中，T_g为距离飞行结束的待飞时间。在本发明的技术方案中，可以根据实际情况，预先设置T_g的取值，即设T_g为一个常值；或者，也可以根据现有技术中的常用制导算法计算得到该T_g，具体计算过程在此不再赘述。

步骤104，计算得到减速需用攻角α_n；

在本发明的技术方案中，可以根据多种具体的实现方式来计算得到减速需用攻角α_n。以下将以其中的一种具体实现方式为例，对本发明的技术方案进行说明。

例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可以根据如下所述的公式计算得到减速需用攻角α_n：

${\mathrm{\&alpha;}}_n={\&lsqb;{\left({\mathrm{\&alpha;}}_0\right)}^N+\frac{K_{V1}\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;}V\&CenterDot;m}{q\&CenterDot;S_m\&CenterDot;b_D}\&rsqb;}^{\frac{1}{N}}---\left(3\right)$

其中，b_D为与飞行器阻力系数相关的参数，其与飞行气动特性相关；K_V1为速度比例系数，其值一般可以取为1，、N为由飞行器气动特性拟合得到的攻角函数的阶次；m为飞行器质量。

步骤105，计算得到减速控制附加的制导力

在本发明的技术方案中，可以根据多种具体的实现方式来计算得到减速控制附加的制导力以下将以其中的一种具体实现方式为例，对本发明的技术方案进行说明。

例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可以根据如下所述的步骤计算得到减速控制附加的制导力

步骤51，计算得到F_n0＝(a_x+b_x·α₀)·q·S_m，其中，Fn0为基本需用攻角产生的制导力；

步骤52，计算得到F_nn＝(a_x+b_x·α_n)·q·S_m，其中F_m为基本需用攻角产生的制导力；

步骤53，如果F_nn>F_n0，则否则，

步骤106，根据计算得到的减速控制附加的制导力，对飞行器进行减速控制。

综上可知，在本发明中的飞行器滑翔减速控制方法中，由于可以先根据实际速度(即飞行器当前相对地球运动速度)与指令速度的偏差，判断是否需要进行减速控制，然后在需要进行减速控制时，先计算基本需用攻角，然后分别计算需要耗散掉的速度和减速需用攻角，最终计算得到减速控制附加的制导力，并根据减速控制附加的制导力对飞行器进行减速控制，从而可以增大飞行器的飞行攻角，通过增加攻角继而增加阻力，以实现对飞行器的精确的速度控制。上述方法可直接用于滑翔飞行器(例如，以气动力飞行为主的升力式飞行器)的制导，速度控制有效，且速度控制精度高。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (6)

1.一种飞行器滑翔减速控制方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：

根据制导系统给出的指令速度V_cx与导航系统获取的飞行器当前相对地球运动速度V_d的差值，判断是否需要进行减速控制；

当需要进行减速控制时，计算得到基本需用攻角α₀；

计算得到需要耗散掉的速度ΔV；

计算得到减速需用攻角α_n；

计算得到减速控制附加的制导力

根据计算得到的减速控制附加的制导力，对飞行器进行减速控制。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据V_cx与V_d的差值，判断是否需要进行减速控制包括：

预设一个减速控制标志V_Ctrl_Flag，且该V_Ctrl_Flag的初始值为0；

当(V_d-V_cx)>V_c1，且V_Ctrl_Flag的值为0时，置V_Ctrl_Flag为1；当(V_d-V_cx)<V_c2，且V_Ctrl_Flag的值为1时，置V_Ctrl_Flag为0；其中，V_c1为进入减速控制的门槛值，V_c2为退出减速控制的门槛值；

当V_Ctrl_Flag为0时，判断不需要进行减速控制；当V_Ctrl_Flag为1时，判断需要进行减速控制。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据如下的公式计算得到基本需用攻角α₀：

${\mathrm{\&alpha;}}_0=\frac{\frac{F_n}{q\&times;S_m}-a_x}{b_x};$

其中，a_x、b_x分别为与飞行器法向力气动特性相关的参数，q为动压，S_m为飞行器特征面积，F_n为无减速控制时的制导力。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，根据如下的公式计算得到需要耗散掉的速度ΔV：

$\mathrm{\&Delta;}V=\frac{V_d-V_{cx}}{T_g};$

其中，T_g为距离飞行结束的待飞时间。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，根据如下的公式计算得到减速需用攻角α_n：

${\mathrm{\&alpha;}}_n={\&lsqb;{\left({\mathrm{\&alpha;}}_0\right)}^N+\frac{K_{V1}\&CenterDot;\mathrm{\&Delta;}V\&CenterDot;m}{q\&CenterDot;S_m\&CenterDot;b_D}\&rsqb;}^{\frac{1}{N}};$

其中，b_D为与飞行器阻力系数相关的参数；K_V1、N为制导参数；m为飞行器质量。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述计算得到减速控制附加的制导力包括：

计算得到F_n0＝(a_x+b_x·α₀)·q·S_m；

计算得到F_nn＝(a_x+b_x·α_n)·q·S_m；

如果F_nn>F_n0，则否则，