本发明涉及航天领域，尤其涉及一种升力式飞行器高动态下压段制导方法。
背景技术：
升力式飞行器飞行过程一般包括再入初段、滑翔段、下压段等飞行段，飞行器在滑翔结束后为实现对目标的打击，需进行高动态条件下的下压段飞行，这时飞行器需承受很大的过载及动压，而由于飞行器结构等系统的限制，对过载和动压有严格限制要求，且对于高速飞行器中的升力式飞行器，其不同于轴对称飞行器，升力式飞行器需翻身180度，采用大攻角翻身才能实现下压段飞行过程，且在下压段终端也需满足相应的高度、侧向位置、倾角、航程等约束限制。现有的制导方法主要用于轴对称飞行器的下压段飞行，由于其对终端参数并没有严格控制，所以并不适用于高动态条件下的升力式飞行器的下压段问题。
技术实现要素：
针对上述现有技术存在的缺陷，本发明提供一种升力式飞行器高动态下压段制导方法，实现了升力式飞行器的高速翻身下压制导，解决了飞行器高动态条件下翻身困难，且对下压段终端高度、倾角、侧向位置等有严格约束的问题。本发明提供的一种升力式飞行器高动态下压段制导方法，其改进之处在于，该方法包括如下步骤：(1)计算下压段制导力，包括法向力、法向力指令和侧向力；(2)根据制导力计算下压段指令，包括倾侧角指令和攻角指令；(3)通过对下压段指令的跟踪，控制升力式飞行器在下压段过程的飞行。优选的，法向力的计算方法为：Fyc1＝Nycx0·m·g0，Fyc2＝-[Kh1(h-Hcx)+Khd1(sin(Θ)-sin(Θcx))Vd]，其中：Hcx为高度指令，Θcx为倾角指令，Nycx0为标称状态法向过载指令，m为飞行器质量，g0为重力，Nycx0>0，-FN1≤Fyc2≤FN1，FN1>0.0，为制导限幅力；h为飞行高度；Θ为当地弹道倾角；Vd为飞行器瞬时速度；Kh1为高度PD控制的比例环节系数，Khd1为高度PD控制的微分环节系数；法向力指令的计算方法为：Fycx＝Fyc1×Ksgnl+Fyc2，其中，Ksgnl为升力式飞行器的翻身标志，若飞行器翻身，则取值为-1，若不翻身，则取值为1。较优选的，侧向力的计算方法为：其中，为侧向位置指令，Zg为飞行器侧向位置，为侧向速度指令，为飞行器侧向速度，Kz、Kzd为侧向制导参数，Kz为侧向位置PD控制的比例环节系数，Kzd为侧向位置PD控制的微分环节系数。较优选的，倾侧角指令的计算方法为：需考虑角度的连续问题。较优选的，攻角指令的计算方法为：αcx＝(Cn-c0)/c1，其中，c0、c1为制导设计参数，一般取常值；q为动压，Sm为飞行器特征面积。本发明主要针对升力式飞行器的高动态下压段飞行，其采用翻身下压方式，并对高度、倾角、侧向位置等参数进行精确控制，满足了下压段终端约束要求。基于PD反馈控制原理，通过法向力计算，将纵向约束条件，即高度、倾角等多约束条件巧妙地转化为了单一直观的法向力需求，并同时兼顾了法向过载约束；通过侧向力的计算，将侧向位置和侧向速度转换为了侧向力需求；利用法向力和侧向力，结合飞行器气动特性，推导给出了倾侧角指令和攻角指令，便于姿态控制系统对制导指令的跟踪，实现了升力式飞行器在高动态环境中下压段的精确飞行控制。附图说明图1为本发明实施例的升力式飞行器高动态下压段制导方法的流程图。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，以下参照附图并举出优选实施例，对本发明进一步详细说明。然而，需要说明的是，说明书中列出的许多细节仅仅是为了使读者对本发明的一个或多个方面有一个透彻的理解，即便没有这些特定的细节也可以实现本发明的这些方面。图1示出了本发明实施例的升力式飞行器高动态下压段制导方法的流程图。如图1所示，本发明的升力式飞行器高动态下压段制导方法包括如下步骤。假设下压段飞行纵向轨迹为高度指令Hcx，倾角指令Θcx，标称状态法向过载指令Nycx，侧向位置指令侧向速度指令(1)计算下压段制导力，包括法向力、法向力指令和侧向力。法向力的计算方法为：Fyc1＝Nycx0·m·g0，Fyc2＝-[Kh1(h-Hcx)+Khd1(sin(Θ)-sin(Θcx))Vd]；其中：Fyc1为标称状态所需法向力，Nycx0为标称状态法向过载指令，Nycx0>0，m为飞行器质量，g0为重力，Fyc2为制导所需的法向力，Kh1，Khd1为纵向制导参数，h为飞行高度，Hcx为高度指令，Θ为当地弹道倾角，Θcx为倾角指令，Vd为飞行器的瞬时速度，-FN1≤Fyc2≤FN1，FN1>0.0，为制导限幅力。法向力指令的计算方法为：Fycx＝Fyc1×Ksgnl+Fyc2；其中，Ksgnl为升力式飞行器翻身标志，若飞行器翻身，则取值为-1，若不翻身，则取值为1。侧向力的计算方法为：其中，为侧向位置指令，Zg为飞行器侧向位置，为侧向速度指令，为飞行器侧向速度，Kz、Kzd为侧向制导参数。(2)根据下压段所需法向力和侧向力，计算倾侧角指令和攻角指令。倾侧角指令的计算方法为：为保证倾侧角的连续性，可将倾侧角指令扩展至无穷。攻角指令的计算方法为：αcx＝(Cn-c0)/c1，其中，升力式飞行器法向力系数可表示成Cn＝c1αcx+c0的形式，c0、c1为气动相关系数，可由飞行器气动特性拟合得到，一般取常值，q为动压，Sm为飞行器特征面积。(3)在实际应用中，姿态控制系统将倾侧角指令、攻角指令与导航系统解算的实际倾侧角和攻角比对，结合相应的控制规律输出飞行器舵面偏转指令，完成对制导指令的跟踪，实现升力式飞行器在下压段飞行过程的控制。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。