CN105836160A - 一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法 - Google Patents
一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105836160A CN105836160A CN201610320247.0A CN201610320247A CN105836160A CN 105836160 A CN105836160 A CN 105836160A CN 201610320247 A CN201610320247 A CN 201610320247A CN 105836160 A CN105836160 A CN 105836160A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- centerdot
- lateral
- guidance
- rsqb
- lsqb
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
本发明公开了一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法,该方法包括:根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量;根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度,计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度;根据侧向位置和侧向速度,利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令;根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。通过使用本发明所提供的方法,可以方便地实现升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导,解决升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题。
Description
技术领域
本发明涉及升力式飞行器制导技术领域,特别涉及一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法。
背景技术
在现有技术中,传统的弹道导弹一般采用轴对称结构,其弹道基本沿着射面飞行,并采用侧滑转弯(Skid-To-Turn)方式实现小范围内的机动或横向控制。
升力式飞行器采用面对称结构,拥有较大的升阻比,因此一般都采用倾斜转弯(BTT,Bank-To-Turn)方式实现小范围内的机动或横向控制;此外,升力式飞行器在稀薄流区飞行时,由于控制能力弱,一般采用固定攻角剖面飞行,其纵向轨迹无反馈控制,因此需要解决固定攻角剖面飞行条件下侧向倾侧角制导指令的生成问题。
然而,在现有技术中,还尚未解决上述的升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题。
发明内容
有鉴于此,本发明提供一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法,从而可以方便地实现升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导,解决升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题。
本发明的技术方案具体是这样实现的:
一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法,该方法包括:
根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量;
根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度,计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度;
根据侧向位置和侧向速度,利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令;
根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。
较佳的,使用如下的公式计算得到侧向单位矢量Rtp:
其中,Rtp为侧向单位矢量,向量[Rx0,Ry0,Rz0]为发射点的地心矢径在发射系的分量,[Rxt Ryt Rzt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量,u为中间变量。
较佳的,使用如下的公式计算得到侧向位置和侧向速度:
其中,Zz为侧向位置,Vz为侧向速度,[Xg Yg Zg]T为当前时刻飞行器在发射系下的实时位置,为当前时刻飞行器在发射系下的实时速度,[Rxt Ryt Rzt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量,[Vxt Vyt Vzt]为侧向制导目标点速度在发射系分量。
较佳的,使用如下的公式计算得到侧向制导力和过载指令:
其中,Fzcx为侧向制导力,Nzcx为过载指令,kz和kzv为制导参数,m为飞行器质量,g0为重力。
较佳的,使用如下的公式计算得到倾侧角指令:
其中,γcx为倾侧角指令,Kg为正常数。
如上可见,在本发明中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法中,通过引入发射点与侧向制导目标点之间的侧向单位矢量,较为直观地计算出飞行器的侧向位置和侧向速度,并基于比例微分(PD)控制获得所需的侧向力和倾侧角指令,方便地实现了升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导,解决了升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题,有效解决了升力式飞行器在稀薄流区固定攻角剖面飞行条件下的侧向制导问题。
附图说明
图1为本发明实施例中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法的流程示意图。
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升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法,该方法适用于升力式飞行器。
图1为本发明实施例中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法的流程示意图。如图1所示,本发明实施例中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法包括:。
步骤101,根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量。
在升力式飞行器制导技术领域中,侧向单位矢量一般都定义为:沿侧向制导目标点的地心矢径与发射点的地心矢径叉乘方向的单位矢量。
因此,较佳的,在本发明的一个具体实施例中,可以使用如下所述的公式计算得到侧向单位矢量Rtp:
其中,Rtp为侧向单位矢量,向量[Rx0,Ry0,Rz0]为发射点的地心矢径在发射系的分量,[Rxt Ryt Rzt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量,u为中间变量。
在本发明的技术方案中,该侧向单位矢量可以仅在初始化时计算一次。
步骤102,根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度,计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度。
在本发明的技术方案中,在获知侧向单位矢量之后,即可根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度,计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度。
例如,较佳的,在本发明的一个具体实施例中,可以使用如下所述的公式计算得到侧向位置和侧向速度:
其中,Zz为侧向位置,Vz为侧向速度,[Xg Yg Zg]T为当前时刻飞行器在发射系下的实时位置,为当前时刻飞行器在发射系下的实时速度,[Rxt Ryt Rzt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量,[Vxt Vyt Vzt]为侧向制导目标点速度在发射系分量。
步骤103,根据侧向位置和侧向速度,利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令。
在本发明的技术方案中,在获知侧向位置和侧向速度之后,即可根据侧向位置和侧向速度,利用比例微分反馈控制的方法,计算侧向制导力和过载指令。
例如,较佳的,在本发明的一个具体实施例中,可以使用如下所述的公式计算得到侧向制导力和过载指令:
其中,Fzcx为侧向制导力,Nzcx为过载指令,kz和kzv为制导参数,m为飞行器质量,g0为重力。
步骤104,根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。
在本发明的技术方案中,由于飞行器固定攻角剖面生成,无纵向制导,因此,在获知侧向制导力之后,即可根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。
例如,较佳的,在本发明的一个具体实施例中,可以使用如下所述的公式计算得到倾侧角指令:
其中,γcx为倾侧角指令,Kg为正常数。
在本发明的技术方案中,所述Kg可以由制导***预先设计确定,在此不再赘述。
另外,较佳的,在本发明的具体实施例中,所述Kg的取值一般可以根据稀薄流区飞行段的最大过载和所允许的最大倾侧角来确定,在此不再赘述。
通过上述的步骤101~104,即可计算得到倾侧角指令。
在实际应用情况中,在获得上述倾侧角指令之后,姿态控制***即可通过对倾侧角指令的跟踪控制,实现升力式飞行器在稀薄流区的侧向飞行控制
综上可知,在本发明中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法中,首先根据发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定了侧向单位矢量,进而计算了飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度,然后根据侧向位置和侧向速度,利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令,并根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。在实际应用时,姿态控制***通过对倾侧指令跟踪控制,即可能够实现升力式飞行器在稀薄流区的侧向控制。本发明中的升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法,通过引入发射点与侧向制导目标点之间的侧向单位矢量,较为直观地计算出飞行器的侧向位置和侧向速度,并基于比例微分(PD)控制获得所需的侧向力和倾侧角指令,方便地实现了稀薄流区的倾侧制导,解决了升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题,有效解决了升力式飞行器在稀薄流区固定攻角剖面飞行条件下的侧向制导问题。
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 (5)
1.一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法,其特征在于,该方法包括:
根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量;
根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度,计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度;
根据侧向位置和侧向速度,利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令;
根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。
2.根据权利要求1所述的方法,其特征在于,使用如下的公式计算得到侧向单位矢量Rtp:
其中,Rtp为侧向单位矢量,向量[Rx0,Ry0,Rz0]为发射点的地心矢径在发射系的分量,[Rxt Ryt Rzt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量,u为中间变量。
3.根据权利要求2所述的方法,其特征在于,使用如下的公式计算得到侧向位置和侧向速度:
其中,Zz为侧向位置,Vz为侧向速度,[Xg Yg Zg]T为当前时刻飞行器在发射系下的实时位置,为当前时刻飞行器在发射系下的实时速度,[Rxt Ryt Rzt]为侧向制导目标点的地心矢径在发射系的分量,[Vxt Vyt Vzt]为向制导目标点速度在发射系分量。
4.根据权利要求3所述的方法,其特征在于,使用如下的公式计算得到侧向制导力和过载指令:
其中,Fzcx为侧向制导力,Nzcx为过载指令,kz和kzv为制导参数,m为飞行器质量,g0为重力。
5.根据权利要求4所述的方法,其特征在于,使用如下的公式计算得到倾侧角指令:
其中,γcx为倾侧角指令,Kg为正常数。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610320247.0A CN105836160B (zh) | 2016-05-13 | 2016-05-13 | 一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610320247.0A CN105836160B (zh) | 2016-05-13 | 2016-05-13 | 一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN105836160A true CN105836160A (zh) | 2016-08-10 |
CN105836160B CN105836160B (zh) | 2017-03-22 |
Family
ID=56592343
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201610320247.0A Expired - Fee Related CN105836160B (zh) | 2016-05-13 | 2016-05-13 | 一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN105836160B (zh) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110823016A (zh) * | 2019-10-24 | 2020-02-21 | 北京临近空间飞行器***工程研究所 | 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法 |
CN111351401A (zh) * | 2018-12-21 | 2020-06-30 | 北京理工大学 | 应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5794892A (en) * | 1995-10-25 | 1998-08-18 | Hughes Electronics | Critical nutation dampling on spinning bodies via momentum wheels or similar devices |
US20080023587A1 (en) * | 2006-07-27 | 2008-01-31 | Raytheon Company | Autonomous Space Flight System and Planetary Lander for Executing a Discrete Landing Sequence to Remove Unknown Navigation Error, Perform Hazard Avoidance and Relocate the Lander and Method |
CN101218485A (zh) * | 2005-07-13 | 2008-07-09 | 法国空中巴士公司 | 用于辅助飞行器的垂直制导接近的设备 |
CN103926931A (zh) * | 2014-04-15 | 2014-07-16 | 西北工业大学 | 轴对称高速飞行器运动特征综合识别方法 |
CN104648695A (zh) * | 2014-12-18 | 2015-05-27 | 北京控制工程研究所 | 一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法 |
-
2016
- 2016-05-13 CN CN201610320247.0A patent/CN105836160B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5794892A (en) * | 1995-10-25 | 1998-08-18 | Hughes Electronics | Critical nutation dampling on spinning bodies via momentum wheels or similar devices |
CN101218485A (zh) * | 2005-07-13 | 2008-07-09 | 法国空中巴士公司 | 用于辅助飞行器的垂直制导接近的设备 |
US20080023587A1 (en) * | 2006-07-27 | 2008-01-31 | Raytheon Company | Autonomous Space Flight System and Planetary Lander for Executing a Discrete Landing Sequence to Remove Unknown Navigation Error, Perform Hazard Avoidance and Relocate the Lander and Method |
CN103926931A (zh) * | 2014-04-15 | 2014-07-16 | 西北工业大学 | 轴对称高速飞行器运动特征综合识别方法 |
CN104648695A (zh) * | 2014-12-18 | 2015-05-27 | 北京控制工程研究所 | 一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
朱凯,齐乃明,秦昌茂: "动态调整航向角误差走廊的侧向制导策略", 《哈尔滨工业大学学报》 * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111351401A (zh) * | 2018-12-21 | 2020-06-30 | 北京理工大学 | 应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法 |
CN111351401B (zh) * | 2018-12-21 | 2022-12-23 | 北京理工大学 | 应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法 |
CN110823016A (zh) * | 2019-10-24 | 2020-02-21 | 北京临近空间飞行器***工程研究所 | 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN105836160B (zh) | 2017-03-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11286065B2 (en) | Method for designing reentry trajectory based on flight path angle planning | |
Jung et al. | Guidance laws for anti-ship missiles using impact angle and impact time | |
CN103631153B (zh) | 可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真方法 | |
CN102289207B (zh) | 一种可变飞行模态无人机广义指令生成器及其指令生成方法 | |
CN110471456A (zh) | 高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法 | |
CN105182985A (zh) | 高超声速飞行器俯冲段全量一体化制导控制方法 | |
CN103245257A (zh) | 基于Bezier曲线的多约束飞行器导引方法 | |
CN104019701A (zh) | 一种直接力气动力复合控制方法与前向拦截制导方法 | |
CN108363299A (zh) | 一种外大气层拦截最优末制导方法 | |
CN110764523A (zh) | 基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法 | |
CN105836160A (zh) | 一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法 | |
CN102508492B (zh) | 一种飞行器在等高航路点间的定高度大圆飞行实现方法 | |
CN104656659B (zh) | 舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法 | |
US10480904B2 (en) | Gbias for rate based autopilot | |
CN104656661A (zh) | 一种公务机下降着陆控制方法 | |
CN106091816A (zh) | 一种基于滑模变结构理论的半捷联空空导弹制导方法 | |
CN109190248A (zh) | 一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析*** | |
Cho et al. | Wind compensation framework for unpowered aircraft using online waypoint correction | |
CN103253382B (zh) | 一种高精度发动机联合变轨方法 | |
CN114035616B (zh) | 一种飞行器对移动目标打击控制方法及*** | |
CN111497536A (zh) | 一种用于航空导弹测试的无人靶车***及使用方法 | |
JPH0933197A (ja) | 混合ミサイル自動操縦器 | |
CN105894126A (zh) | 一种火箭残骸的落点预报模型生成及定位方法 | |
CN106326578A (zh) | 一种精确空投***空投初始区域确定方法 | |
Rauf et al. | Towards Aerodynamic Control of Miniature Rockets with MEMS Control Surfaces |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant | ||
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20170322 Termination date: 20200513 |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |