CN117234070B - 一种基于角度控制指令的btt分配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于角度控制指令的BTT分配方法，首先利用弹道倾角、弹道偏角指令与实际弹道倾角、弹道偏角偏差生成攻角、侧滑角指令；然后结合马赫、全弹法向力系数将攻角、侧滑角指令转化为法向力系数及侧向力系数指令，根据俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令可计算滚转角指令及合力系数指令；最后再次通过全弹法向力系数与攻角的对应关系，将所需的力系数指令转化为攻角指令引入控制器，实现飞行过程中对指令的快速跟踪并精确实现BTT协调转弯控制。该控制器设计方法结构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于各类面对称高超声速飞行器制导控制***设计中。

Description

一种基于角度控制指令的BTT分配方法

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，具体涉及一种基于角度控制指令的BTT分配方法。

背景技术

面对称高超声速飞行器在飞行过程位置、速度、姿态变化剧烈，同时采用倾斜转弯技术（BTT），对控制***的快速性提出了较高的要求。传统的面对称高超声速飞行器采用过载形式的BTT分配方法，导致俯仰通道控制器只能采用过载控制形式，控制***的快速性完全受限于过载控制***的截止频率，无法将控制***的带宽提高。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种基于角度控制指令的BTT分配方法，首先利用弹道倾角、弹道偏角指令与实际弹道倾角、弹道偏角偏差生成攻角、侧滑角指令；然后结合马赫、全弹法向力系数将攻角、侧滑角指令转化为法向力系数及侧向力系数指令，根据俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令可计算滚转角指令及合力系数指令；最后再次通过全弹法向力系数与攻角的对应关系，将所需的力系数指令转化为攻角指令引入控制器，实现飞行过程中对指令的快速跟踪并精确实现BTT协调转弯控制。该控制器设计方法结构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于各类面对称高超声速飞行器制导控制***设计中。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：

步骤1：生成弹道倾角、弹道偏角指令；

以飞行时间为自变量对弹道倾角、弹道偏角进行设计，设计时间数表，对应弹道倾角数表、弹道偏角数表分别为/>，；n表示所设计数表维数；

根据制导火箭飞行时间进行一维插值生成弹道倾角指令和弹道偏角指令：

其中 (.)为一维插值函数，/>分别为当前时刻的弹道倾角指令、弹道偏角指令；

步骤2：计算攻角指令、侧滑角指令；

将弹道倾角指令和弹道偏角指令转换为攻角指令和侧滑角指令，其转换关系如下：

其中、/>分别为当前时刻的攻角指令和侧滑角指令，/>分别为当前时刻的弹道倾角和弹道偏角，/>为飞行控制增益；

步骤3：计算滚转角指令；

结合当前飞行马赫数，与攻角指令、侧滑角指令，计算出当前时刻的法向力系数及侧向力系数指令：

其中为当前时刻飞行马赫数，/>为气动数据中法向力系数，其形式为马赫数与攻角的二维数表，/>分别为俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令；

根据俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令计算滚转角指令，滚转角指令表达式如下：

步骤4：计算俯仰通道攻角指令；

将俯仰与偏航通道指令合成为俯仰驾驶仪控制指令，首先对力系数进行合成：

然后从气动数据里插值得到法向力系数指令对应的攻角指令：

步骤5：指令跟踪控制；

将指令带入飞行控制***，角速度反馈实现对弹体的复合增稳控制，控制***的控制律为：

其中均为飞行控制***增益，/>为俯仰角速度信号。

本发明的有益效果如下：

本发明有效的提升了控制***的快速性，满足了制导火箭控制***的需求，具有广阔的应用前景。

附图说明

图1为本发明BTT分配策略结构图。

图2为本发明俯仰通道控制***结构图。

图3为本发明实施例弹道倾角对比曲线。

图4为本发明实施例弹道偏角对比曲线。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

为解决传统面对称高超声速飞行器BTT控制器快速性受过载控制器带宽限制的问题，需对飞行器控制器设计方法及BTT分配方法进行简单、通用、有效改进研究。本发明提供了基于角度控制指令的BTT分配方法，由弹道倾角、弹道偏角偏差生成攻角、侧滑角指令，通过引入攻角、侧滑角指令与法向力系数的对应关系，将角度指令转化为力系数指令进行BTT分配，从而有效的实现面对称高超声速飞行器角度的快速精准控制。该控制方法创新之处在于它充分利用角度控制回路的快速性，并基于角度进行BTT分配，提升面对称高超声速飞行器控制***性能。

如图1所示，一种基于角度控制指令的BTT分配方法，包括如下步骤：

步骤一，生成弹道倾角、弹道偏角指令；

以飞行时间为自变量对弹道倾角、弹道偏角进行设计，设计时间数表，对应弹道倾角、弹道偏角数表为/>，。若不进行侧向机动时，弹道偏角指令可以设置为0。

根据制导火箭飞行时间进行一维插值生成弹道倾角、弹道偏角指令。

其中为一维插值函数，/>分别为当前时刻的弹道倾角指令、弹道偏角指令。

步骤二，计算攻角指令、侧滑角指令；

将弹道倾角指令和弹道偏角指令转换为攻角指令和侧滑角指令，其转换关系如下：

其中、/>分别为当前时刻的攻角指令和侧滑角指令，/>分别为当前时刻的弹道倾角和弹道偏角，/>为飞行控制增益；

步骤三，计算滚转角指令；

由于无法直接通过攻角、侧滑角指令计算得到滚转角指令，但攻角与侧滑角在气动数据中存在映射关系，而力与滚转角之间存在直接表达式，即可通过映射关系计算滚转角指令。

高超声速飞行器的气动数据里包含了不同攻角和不同马赫数下的法向力系数。在气动数据中，结合当前飞行马赫数，与攻角、侧滑角指令，计算出当前时刻的法向力系数及侧向力系数指令。

其中为当前时刻飞行马赫数，/>为气动数据中法向力系数，其形式为马赫数与攻角的二维数表，/>分别为俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令；

根据俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令可计算滚转角指令，滚转角指令表达式如下：

步骤四，计算俯仰通道攻角指令；

转弯过程中，偏航驾驶仪需保证零侧滑角，起到协调转弯的作用。而俯仰与偏航通道所需的指令均在俯仰驾驶仪中实现，故需将俯仰与偏航通道指令合成为俯仰驾驶仪控制指令；首先对力系数进行合成：

然后从气动数据里插值得到法向力系数指令对应的攻角指令：

步骤五，指令跟踪控制；

将指令带入飞行控制***，其组成原理如附图2所示。角速度反馈实现对弹体的复合增稳控制，控制***的控制律为：

其中为飞行控制***增益，/>为俯仰角速度信号。

实施例：

结合某制导火箭***算例对本发明做进一步描述。

制导火箭发射点海拔0m，爬升至指定位置。

步骤一，生成弹道倾角、弹道偏角指令；

设计时间数表，对应弹道倾角为/>，弹道偏角指令选取为视线角/>。

根据制导火箭飞行时间进行一维插值生成弹道倾角指令。

步骤二，计算攻角、侧滑角指令；

选取，将弹道倾角、弹道偏角指令转换为攻角指令，其转换关系如下：

步骤三，计算滚转角指令；

在气动数据中，结合当前飞行马赫数，与攻角、侧滑角指令，计算出当前时刻的法向力系数及侧向力系数指令：

其中气动数据里不同攻角和不同马赫数下法向力系数，数值如下：

根据俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令可计算滚转角指令，滚转角指令表达式如下：

步骤四，计算俯仰通道攻角指令；

对其力系数进行合成。

然后利用气动数据分别计算法向力系数在下对应的攻角：

其中分别代表法向力系数/>第一行元素、第二行元素、第三行元素、第四行元素和第五行元素。

再根据当前飞行马赫数插值得到攻角指令：

步骤五，指令跟踪控制；

将指令带入飞行控制***，其组成原理如附图2所示。角速度反馈实现对弹体的复合增稳控制。控制***的控制律为：

为了验证本发明的性能，分别进行了本发明提出BTT分配方法与已基于过载控制的BTT控制方法的仿真，经过数字仿真对比得到图3~图4的曲线。由仿真结果可知：本发明设计的基于角度的BTT分配方法可以有效的提升控制***的快速性。

Claims (1)

1.一种基于角度控制指令的BTT分配方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：生成弹道倾角、弹道偏角指令；

以飞行时间为自变量对弹道倾角、弹道偏角进行设计，设计时间数表，对应弹道倾角数表、弹道偏角数表分别为/>，；n表示所设计数表维数；

根据制导火箭飞行时间进行一维插值生成弹道倾角指令和弹道偏角指令：

；

其中 (.)为一维插值函数，/>分别为当前时刻的弹道倾角指令、弹道偏角指令；

步骤2：计算攻角指令、侧滑角指令；

将弹道倾角指令和弹道偏角指令转换为攻角指令和侧滑角指令，其转换关系如下：

；

其中、/>分别为当前时刻的攻角指令和侧滑角指令，/>分别为当前时刻的弹道倾角和弹道偏角，/>为飞行控制增益；

步骤3：计算滚转角指令；

结合当前飞行马赫数，与攻角指令、侧滑角指令，计算出当前时刻的法向力系数及侧向力系数指令：

；

其中为当前时刻飞行马赫数，/>为气动数据中法向力系数，其形式为马赫数与攻角的二维数表，/>分别为俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令；

根据俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令计算滚转角指令，滚转角指令表达式如下：

；

步骤4：计算俯仰通道攻角指令；

将俯仰与偏航通道指令合成为俯仰驾驶仪控制指令，首先对力系数进行合成：

；

然后从气动数据里插值得到法向力系数指令对应的攻角指令：

；

步骤5：指令跟踪控制；

将指令带入飞行控制***，角速度反馈实现对弹体的复合增稳控制，控制***的控制律为：

；

其中均为飞行控制***增益，/>为俯仰角速度信号。