一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法
【专利摘要】本发明公开了一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，该方法包括：确定飞行器的法向力系数；根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值；计算最小限幅攻角所能提供的法向力Fmin；根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力Fzc1。通过使用本发明所提供的方法，可以在满足攻角约束的同时，将富余的法向力分解到横向通道，实现纵横向制导力分配的协调。
【专利说明】
-种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法
技术领域
[0001] 本发明设及飞行器制导技术领域，特别设及一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分 配方法。
【背景技术】
[0002] 对于升力式飞行器，由于升力系数大、速度高，由速度附加的离屯、力大，因此，弹体 仅需较小攻角即可实现平衡滑翔飞行，而由于控制能力问题，飞行器往往存在最小攻角曰min 的限幅。
[0003] 由于飞行器即使采用最小攻角飞行，其提供的升力也远远大于平衡滑翔制导所需 要的力，由此存在最小攻角限幅与纵向力需求之间的矛盾。
【发明内容】
[0004] 有鉴于此，本发明提供一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，从而可W在 满足攻角约束的同时，将富余的法向力分解到横向通道，实现纵横向制导力分配的协调。
[0005] 本发明的技术方案具体是运样实现的：
[0006] -种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，该方法包括：
[0007] 确定飞行器的法向力系数；
[000引根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值；
[0009]计算最小限幅攻角所能提供的法向力Fmin;
[0010]根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力Fzclo [0011]较佳的，该方法还进一步包括：
[001^ 根据Fyex和Fzcl,计算得至赔制飞行器所需的倾侧角指令。
[0013] 较佳的，所述法向力系数为：
[0014] Cy = ax+bxXa ；
[001引其中，Cy为弹体法向力系数，ax、bx为与飞行器气动特性相关的气动特性参数，a为 攻角，且0引而1。，而3、]恤1。为飞行器滑翔飞行时所允许的最小限幅攻角，日。3功飞行器滑翔 飞行时所允许的最大攻角。
[0016] 较佳的，所述预设的纵向高度控制律为：
[0017] Fycx = FycO+F( Ah, A 0 );
[001引其中，Fycx为纵向力，FycO为纵向通道需用的基本力，F( Ah, A 0)为纵向通道需用 力，A h为局度误差，A 0为倾角误差。
[0019] 较佳的，使用如下的公式计算最小限幅攻角所能提供的法向力：
[0020] Fmin = q X Sm X ( ax+bxamin );
[0021 ]其中，q为动压，Sm为飞行器特征面积。
[0022] 较佳的，所述根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力包括：
[0023] 如果 Fmin〉Fycx,则
否则，Fzcl = Oo
[0024] 如上可见，在本发明中的攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法中，由于先确定 飞行器的法向力系数，然后根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值，并计算最小 限幅攻角所能提供的法向力Fmin,然后再根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力Fzcl,从而通 过上述的制导力分配策略，在满足攻角约束的同时，将富余的法向力分解到横向通道，实现 了纵横向制导力分配的协调，因而可W满足平衡滑翔纵向通道的控制需求，并满足高度通 道精确控制的需求，解决了现有技术中的滑翔飞行器在平衡滑翔段飞行的最小攻角约束与 所需制导力不匹配问题，并可实现飞行器在平衡滑翔飞行状态下，在攻角受限条件下，预定 高度的平衡滑翔飞行制导。该方法适用于升力式飞行器，可直接用于滑翔飞行器纵向高度 控制方案的设计中。
【附图说明】
[0025] 图1为本发明实施例中的攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法的流程示意图。
【具体实施方式】
[0026] 为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，W下参照附图并举实施例，对 本发明进一步详细说明。
[0027] 本实施例提供了一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，该方法适用于升力 式飞行器。
[0028] 图1为本发明实施例中的攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法的流程示意图。 如图1所示，本发明实施例中的攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法包括：
[0029] 步骤101，确定飞行器的法向力系数。
[0030] 在本发明的技术方案中，首先需要根据飞行器法向力系数的特性，确定飞行器的 法向力系数，即确定法向力系数中的参数ax和bx。
[0031] 例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，升力式飞行器的法向力系数一般可 W采用如下公式描述：
[0032] Cy = ax+bxXa (1)
[0033] 其中，Cy为弹体法向力系数，ax、bx为与飞行器气动特性相关的气动特性参数，a为 攻角(单位为度），〇￡[而1。，而3、]咖1。为飞行器滑翔飞行时所允许的最小限幅攻角，日。3功飞 行器滑翔飞行时所允许的最大攻角。
[0034] 因此，根据上述的弹体法向力系数和攻角，即可确定法向力系数中的参数ax和bx。 具体的，本发明的实施例中，可W根据升力式飞行器在一定马赫条件下的攻角和弹体法向 力系数，选取若干个典型特征点，采用最小二乘算法来获得参数ax和bx。
[0035] 步骤102,根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值。
[0036] 例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，飞行器的滑翔飞行段高度控制可W 使用如下所述纵向高度控制律(即纵向高度控制算法）：
[0037] Fycx=Fyc〇+F( Ah, A 0 ) (2)
[0038] 其中，Fycx为纵向力，FycO为纵向通道需用的基本力，F( Ah, A 0)为纵向通道需用 力，该纵向通道需用力是由高度误差A h和倾角误差A 0反馈控制产生的力。
[0039] 通过上述的纵向高度控制律，即可根据纵向通道需用的基本力和纵向通道需用 力，计算得到纵向力Fycx的值。
[0040] 步骤103,计算最小限幅攻角所能提供的法向力。
[0041] 例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，可W使用如下所述的公式计算最小 限幅攻角所能提供的法向力：
[0042] Fmin = q X Sm X (ax+bxamin) (3)
[0043] 其中，Fmin为最小限幅攻角所能提供的法向力，q为动压，Sm为飞行器特征面积。
[0044] 步骤104,根据Fyex和Fmin确定横向通道的制导力。
[0045] 在本发明的技术方案中，由于最小限幅攻角所提供的法向力远大于飞行器平衡滑 翔所需要的纵向力，因此，为满足攻角约束，需要通过飞行器倾侧而将富余的法向力分解到 横向通道。所W，当获知Fycx和Fmin的值之后，在本步骤中，即可根据Fycx和Fmin来确定横向通 道的制导力。
[0046] 在本发明的技术方案中，可W使用多种实施方式来实现上述的步骤104。W下将W 其中的一种具体实现形式为例，对本发明的技术方案进行介绍。
[0047] 例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述根据Fycx和Fmin确定横向通道的 制导力包括：
[004 引如果 Fmin〉Fycx，则
帝则，Fzcl = Oo
[0049] 其中，Fzci为横向通道的制导力（即侧向力）。
[0050] 通过上述的步骤101~104,即可将富余的法向力分解到横向通道，满足滑翔飞行 段纵向通道的控制需求。
[0051] 更进一步，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，在上述步骤104之后，还可W进 一步包括：
[0052] 步骤105,根据纵向力Fycx和横向通道的制导力Fzci,计算得到控制飞行器所需的倾 侧角指令。
[0053] 通过上述的倾侧角指令，可W控制飞行器进行横向的倾斜。
[0054] 综上可知，在本发明中的攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法中，由于先确定 飞行器的法向力系数，然后根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值，并计算最小 限幅攻角所能提供的法向力Fmin,然后再根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力Fzcl,从而通 过上述的制导力分配策略，将富余的法向力分解到横向通道，实现了纵横向制导力分配的 协调，因而可W满足平衡滑翔纵向通道的控制需求，并满足高度通道精确控制的需求，解决 了现有技术中的滑翔飞行器在平衡滑翔段飞行的最小攻角约束与所需制导力不匹配问题， 并可实现飞行器在平衡滑翔飞行状态下，在攻角受限条件下，预定高度的平衡滑翔飞行制 导。该方法适用于升力式飞行器，可直接用于滑翔飞行器纵向高度控制方案的设计中。
[0055] W上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用W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。
【主权项】
1. 一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，其特征在于，该方法包括： 确定飞行器的法向力系数； 根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值； 计算最小限幅攻角所能提供的法向力Fmin; 根据Fyc^PFmi·定横向通道的制导力Fzcl。2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，该方法还进一步包括： 根据Fycx和Fzcl，计算得到控制飞行器所需的倾侧角指令。3. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述法向力系数为： Cy = ax+bxXa； 其中，Cy为弹体法向力系数，ax、bx为与飞行器气动特性相关的气动特性参数，a为攻角， 且(^[(^^(^士^^为飞行器滑翔飞行时所允许的最小限幅攻角^^为飞行器滑翔飞行 时所允许的最大攻角。4. 根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述预设的纵向高度控制律为： Fycx=Fyc〇+F( Δ h, Δ Θ )； 其中，Fycx为纵向力，F#为纵向通道需用的基本力，F(Ah，Δ Θ)为纵向通道需用力，Δ h为尚度误差，Δ Θ为倾角误差。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最小限幅攻角所能提 供的法向力： Fmin- Q X Sm X (Elx+bxSlmin); 其中，q为动压，Sm为飞行器特征面积。6. 根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述根据Fycx和Fmir^定横向通道的制导力 包括：
【文档编号】G05D1/08GK106020216SQ201610320246
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年5月13日
【发明人】杨业, 黄万伟, 马卫华, 祁振强, 包为民, 吴浩, 郭涛, 梁禄扬, 徐国强, 唐海红
【申请人】北京航天自动控制研究所