一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统，方法包括以下步骤：S1、采集飞行器的速度V、飞行器在发射系下的当前横向位置Zt以及飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置Z，获取飞行器飞行器中制导指令AzO；S2、获取飞行器末制导指令Az1；S3、根据飞行器中制导指令AzO和末制导指令Az1确定飞行器最终的制导指令Az，作为自动驾驶仪的输入指令从而实现飞行器的反向180°盘旋飞行。本发明还提供了一种实现上述方法的系统。实施本发明可以非常便捷地实现飞行器反向180°飞行，具有算法简单、易于工程实现、对自动驾驶仪压力小的优点。
【专利说明】一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统
【技术领域】
[0001]本发明属于导引律【技术领域】，具体涉及到一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统。
【背景技术】
[0002]国内目前的180度反向盘旋飞行的导引律设计基本上都是在地面离线规划飞行轨迹，装载于计算机存贮体中。随后在真实飞行过程中，通过飞行器实际位置和速度与装载于计算机存贮体中的飞行器进行比对得到偏差值，修正偏差值从而实现飞行器的盘旋飞行。
[0003]但是此类传统方法存在如下缺陷:当飞行器起控时刻初始值距离地面离线规划的飞行轨迹值存在较大偏差时，地面离线规划的飞行轨迹已经不再是最优轨迹；若是仍然将飞行器导引到地面离线规划飞行轨迹上，所需过载较大，攻角变化迅速，给自动驾驶仪设计带来不必要的抗干扰需求。
【发明内容】
[0004]针对现有技术的缺陷和技术需求，本发明提供了一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统，可解决现有技术过载较大、攻角变化迅速、给自动驾驶仪带来不必要的抗干扰需求的缺陷。
[0005]为实现上述目的，按照本发明，提供了一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法，所述方法包括以下步骤:
[0006]S1、采集飞行器的速度V、飞行器在发射系下的当前横向位置Zt以及飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置Z，获取飞行器在发射系下水平面中盘旋向心加速度，即飞行器中制导指令AzO:
[0007]AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2)；
[0008]其中，sigma为飞行器速度V的弹道偏角，Z为飞行器在发射系下的当前横向位置，Zt为飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置，Vx为飞行器速度V在发射系下X轴的投影，Vz为飞行器速度V在发射系下Z轴的投影；
[0009]S2、获取飞行器末制导指令Azl，Azl =Kl (Zt-Z) _K2*Vz，其中Kl为比例控制系数，K2为微分控制系数；
[0010]S3、根据飞行器中制导指令AzO和末制导指令Azl确定飞行器最终的制导指令Az，作为自动驾驶仪的输入指令从而实现飞行器的反向180°盘旋飞行-M =(1-Lmda)*AzO+(Lmda)*AzI ；
[0011]将飞行器当前位置与盘旋圆心的连线与发射系Z轴的夹角定义为圆心角:当圆心角大于15°时，过渡因子Lmda = O ;当圆心角小于等于15°时，若Os彡T彡2s则过渡因子 Lmda = T/2 ；T ^ 2s 时过渡因子 Lmda = I。
[0012]相应地，本发明还提供了一种盘旋飞行轨迹的导引律设计系统，所述系统包括依次连接的飞行器中制导指令获取模块、飞行器末制导指令获取模块和飞行器最终制导指令获取模块；
[0013]所述飞行器中制导指令获取模块用于采集飞行器的速度V、飞行器在发射系下的当前横向位置Zt以及飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置Z，获取飞行器在发射系下水平面中盘旋向心加速度，即飞行器中制导指令AzO:
[0014]AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2)；
[0015]其中，sigma为飞行器速度V的弹道偏角，Z为飞行器在发射系下的当前横向位置，Zt为飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置，Vx为飞行器速度V在发射系下X轴的投影，Vz为飞行器速度V在发射系下Z轴的投影；
[0016]所述飞行器末制导指令获取模块用于获取飞行器末制导指令Azl，Azl =Kl (Zt-Z)-K2*Vz，其中Kl为比例控制系数，K2为微分控制系数；
[0017]所述飞行器最终制导指令获取模块用于根据飞行器中制导指令AzO和末制导指令Azl确定飞行器最终的制导指令Az，作为自动驾驶仪的输入指令从而实现飞行器的反向180。盘旋飞行:Az = (1-Lmda) *AzO+(Lmda) *AzI ；
[0018]将飞行器当前位置与盘旋圆心的连线与发射系Z轴的夹角定义为圆心角:当圆心角大于15°时，过渡因子Lmda = O ;当圆心角小于等于15°时，若Os彡T彡2s则过渡因子 Lmda = T/2 ；T ^ 2s 时过渡因子 Lmda = I。
[0019]总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，主要具备以下的技术优点:通过获取飞行轨迹的曲率半径，匹配速度后得到中制导指令即向心加速度导引指令，飞行器横向自动驾驶仪通过跟踪向心加速度指令从而实现180度反向盘旋飞行；通过借用直线轨迹的ro控制可实现飞行末端弹道偏角精确控制的目的，同时还可避免中制导算法在飞行器接近目标点的时间段内收敛性较差的缺陷；通过进行中、末制导指令的平滑过渡，可避免中末制导直接切换对自动驾驶仪带来的冲击。本发明方法及系统基于曲率半径与向心加速度的转换规律，具有算法简单、易于工程实现、对飞行器自动驾驶仪压力小的特点。
【专利附图】
【附图说明】
[0020]图1为本发明方法工作流程图；
[0021]图2为本发明方法中制导指令生成原理图；
[0022]图3为本发明方法中飞行器180度反向盘旋纵横向位置轨迹仿真结果图。
【具体实施方式】
[0023]为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
[0024]本发明导引律设计方法，主要通过获取飞行轨迹的曲率半径，匹配速度后即可得到向心加速度导引指令。横向自动驾驶仪通过跟踪该指令从而实现180°反向盘旋飞行。而纵向自动驾驶仪则可跟踪带弹道倾角约束的修正比例导引指令来实现纵向飞行。故本发明中所涉及的制导指令均为横向制导指令。
[0025]本发明导引律设计方法基于曲率半径与向心加速度的转换规律，可以非常便捷实现飞行器反向180°飞行。本发明方法具有算法简单，易于工程实现的优点。如图1所示，本发明方法主要包括三大步骤——中制导指令的实现；末制导指令的实现；最终制导指令的实现:
[0026]第一步为中制导指令的实现:该步骤利用曲率半径与向心加速度的相互关系得到中制导指令，是实现飞行器反向180°的盘旋飞行轨迹的主体部分；
[0027]第二步为末制导指令的实现，该步骤借用直线轨迹的ro控制，一方面可实现飞行末端弹道偏角精确控制的目的，另一方面还可避免中制导算法在飞行器接近目标点的时间段内收敛性较差的缺陷；
[0028]第三步为最终制导指令的实现，根据最终制导指令实现飞行器反向180°盘旋飞行，该步骤实现了中、末制导的平滑过渡，避免了中末制导直接切换带来的对自动驾驶仪的冲击。
[0029]本发明方法三个步骤具体实现方法如下:
[0030]S1、采集飞行器的速度V、飞行器在发射系下的当前横向位置Zt以及飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置Z，获取飞行器在发射系下水平面中盘旋向心加速度，即飞行器中制导指令AzO:
[0031]AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2)；
[0032]其中，sigma为飞行器速度V的弹道偏角，Z为飞行器在发射系下的当前横向位置，Zt为飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置，Vx为飞行器速度V在发射系下X轴的投影，Vz为飞行器速度V在发射系下Z轴的投影。
[0033]S2、获取飞行器末制导指令Azl，Azl =Kl (Zt-Z) _K2*Vz，其中Kl为比例控制系数，K2为微分控制系数；
[0034]S3、根据飞行器中制导指令AzO和末制导指令Azl确定飞行器最终的制导指令Az，作为自动驾驶仪的输入指令从而实现飞行器的反向180°盘旋飞行-M =(1-Lmda)*AzO+(Lmda)*AzI ；
[0035]获取飞行器当前位置与盘旋圆心的连线与发射系Z轴的夹角，将其定义为圆心角；
[0036]当圆心角大于15°时,过渡因子Lmda = O ；
[0037]当圆心角小于等于15°时，若Os彡T彡2s则过渡因子Lmda = T/2 ；T彡2s时过渡因子Lmda = I。
[0038]步骤SI?S3即实现了一种盘旋飞行轨迹的导引律设计。
[0039]如图2所示，上述步骤SI中，在侧向机动平面(发射系XOZ平面)，O点为飞行器进入反向180度盘旋的初始点，C为盘旋圆心，K为完成反向180度盘旋的末尾点，V为盘旋过程中的速度矢量。则|οκ|为需盘旋的横向距离，即为完成反向iso度盘旋的直径，Iqk为飞行器盘旋过程中剩余的横向距离；点P为飞行器飞行的当前位置，点Q为点P在z轴上的投影。速度V的弹道偏角Sigma即为钝角QPV的负值,而圆心角alpha等于锐角QPV,即圆心角alpha = 180-钝角QPV。于是得到alpha = 180+sigma。故飞行器盘旋的曲率半径rho为:
[0040]rho = (Zt-Z)/[1-cos (alpha)] = (Zt-Z)/[1-cos(180+sigma)]；
[0041]其中，z为盘旋过程中飞行器在发射系的横向位置1qI，Zt为完成反向iso度盘旋结束点的横向位置IοκI。
[0042]根据曲率计算公式可得到飞行器在发射系下XOZ平面盘旋向心加速度(即为中制导指令AzO)为:AzO = sqrt(Vx2+Vz2)/rho,其中函数sqrt(x)为开方函数。则推导可得到中制导指令AzO公式如下:
[0043]AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2)
[0044]上式中，Vx为飞行器速度V在发射系下X轴的投影；Vz为飞行器速度V在发射系下Z轴的投影。
[0045]中制导指令AzO可直接作为自动驾驶仪的横向过载指令，从而实现飞行器180度反向盘旋。
[0046]上述步骤S2中，获得中制导指令后，进行飞行器直线轨迹的ro(比例-微分)控制，获取末制导指令Azl = Kl (Zt-Z)-K2*Vz，其中Kl和K2分别为比例控制系数和微分控制系数，Kl和K2可根据飞行器不同的飞行状态分别进行设计。
[0047]上述步骤S3中，进行中、末制导的平滑过渡以避免中末制导直接切换带来的对自动驾驶仪的冲击。
[0048]中、末制导的平滑过渡策略为:当圆心角alpha (角PCQ)小于15度时，开始进行过渡时间为2秒的中、末制导线性平滑过渡，此时过渡因子为:Lmda = T/2,此后T持续为2。即Os彡T彡2s时过渡因子Lmda = T/2，此时Lmda值随T值的变化而变化；T彡2s时过渡因子Lmda= I。当圆心角alpha大于15度时过渡因子Lmda持续为零。
[0049]图3为飞行器采用本发明方法生成的盘旋轨迹。由图3可知，采用本发明方法可实现飞行器反向180°盘旋，同时中、末制导过渡平滑无跳变，飞行末端弹道偏角可达到很高的约束精度。
[0050]本领域的技术人员容易理解，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作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤: 51、采集飞行器的速度V、飞行器在发射系下的当前横向位置Zt以及飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置Z，获取飞行器在发射系下水平面中盘旋向心加速度，即飞行器中制导指令AzO:
AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2)； 其中，sigma为飞行器速度V的弹道偏角，Z为飞行器在发射系下的当前横向位置，Zt为飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置，Vx为飞行器速度V在发射系下X轴的投影，Vz为飞行器速度V在发射系下Z轴的投影； 52、获取飞行器末制导指令Azl，Azl= Kl (Zt-Z)-K2*Vz，其中Kl为比例控制系数，K2为微分控制系数； 53、根据飞行器中制导指令AzO和末制导指令Azl确定飞行器最终的制导指令Az，作为自动驾驶仪的输入指令从而实现飞行器的反向180°盘旋飞行:Az =(1-Lmda)*AzO+(Lmda)*AzI ； 将飞行器当前位置与盘旋圆心的连线与发射系Z轴的夹角定义为圆心角:当圆心角大于15°时，过渡因子Lmda = O ;当圆心角小于等于15°时，若Os彡T彡2s则过渡因子Lmda=T/2 ；T彡2s时过渡因子Lmda = I。
2.一种盘旋飞行轨迹的导引律设计系统，其特征在于，所述系统包括依次连接的飞行器中制导指令获取模块、飞行器末制导指令获取模块和飞行器最终制导指令获取模块； 所述飞行器中制导指令获取模块用于采集飞行器的速度V、飞行器在发射系下的当前横向位置Zt以及飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置Z，获取飞行器在发射系下水平面中盘旋向心加速度，即飞行器中制导指令AzO:
AzO= [1-cos (180+sigma) ] / (Zt-Z) *sqrt (Vx2+Vz2)； 其中，sigma为飞行器速度V的弹道偏角，Z为飞行器在发射系下的当前横向位置，Zt为飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置，Vx为飞行器速度V在发射系下X轴的投影，Vz为飞行器速度V在发射系下Z轴的投影； 所述飞行器末制导指令获取模块用于获取飞行器末制导指令Azl，Azl =Kl (Zt-Z)-K2*Vz，其中Kl为比例控制系数，K2为微分控制系数； 所述飞行器最终制导指令获取模块用于根据飞行器中制导指令AzO和末制导指令Azl确定飞行器最终的制导指令Az，作为自动驾驶仪的输入指令从而实现飞行器的反向180°盘旋飞行:Az = (1-Lmda) *AzO+(Lmda) *AzI ； 将飞行器当前位置与盘旋圆心的连线与发射系Z轴的夹角定义为圆心角:当圆心角大于15°时，过渡因子Lmda = O ;当圆心角小于等于15°时，若Os彡T彡2s则过渡因子Lmda=T/2 ；T彡2s时过渡因子Lmda = I。
【文档编号】G05D1/10GK104298246SQ201410453969
【公开日】2015年1月21日 申请日期:2014年9月5日 优先权日:2014年9月5日
【发明者】朱伟 申请人:湖北航天技术研究院总体设计所