本发明涉及高超声速再入飞行器制导技术，特别是一种高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制方法。
背景技术：
锥形机动由于具有较高的突防能力，是再入飞行器机动突防研究的热点问题之一。同时，再入飞行器受末制导雷达工作条件以及空气舵负载力矩的约束，在再入后期必须进行减速控制，否则会导致雷达高度表、雷达区域相关器以及空气舵等无法正常工作，因此速度控制是高速飞行器末制导需解决的关键技术之一。
美国潘兴ii战术导弹机动弹头，在距地面900m之前根据需要采用锥形运动减速，可以在410m/s～1070m/s的速度范围内进行控制，既保证高的命中精度，又实现对落地速度大小和方向的准确控制。
近年来，国内学者针对锥形机动的速度控制问题，开展了策略及方法的研究工作。文献[刘鹏云，基于锥形运动的制导火箭速度控制导引律设计，2014]将导弹减速控制问题转化为对虚拟目标的追踪导引问题，通过建立导弹与虚拟目标的相对运动模型，设计了速度控制参数，在该导引律作用下，实现对速度、落角和脱靶量的约束要求。文献[宋贵宝，空舰导弹俯冲弹道螺旋机动制导律研究，2014]通过设计按余弦和正弦规律变化的视线角速率，通过变结构导引律的设计，实现视线角速率的跟踪，进行实现锥形机动，在导引末端将期望视线角速率归零，保证末端导引精度，但未对速度进行控制。
目前，无动力系统飞行器的速度控制问题可以归结为两类：一类是根据速度随大气密度或高度的变化规律，事先通过参数的优化，离线设计速度－高度剖面，在线实现对该剖面的跟踪，但该方法适用于速度随高度变化特征明显的飞行任务，如快速下压，对于当地弹道倾角较小的飞行任务适应性较差；另一类通过构建虚拟目标，设计参考的速度剖面，实现对速度的控制，但虚拟目标运动模型与飞行器速度控制能力的匹配存在较大设计难度。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：克服现有基于速度剖面的锥形减速控制技术的不足，提供了一种高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制方法，建立速度与航程的一阶近似模型，将传统的跟踪速度剖面改为与终端速度要求相关的闭路导引，简化设计参数，避免参数频繁试凑问题，缩短研制周期，并将轨迹控制与速度控制进行正交匹配设计，保证目标点的位置和速度精度。
本发明的技术解决方案是：一种高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制方法，包括如下步骤：
步骤1：建立解析式阻力系数，包括阻力系数随攻角的变化规律、飞行器快速下压制导控制需用攻角；
步骤2：建立速度与航程的一阶模型；
步骤3：设计速度控制参数，包括飞行器快速下压制导控制所需的攻角指令；
步骤4：设计轨迹控制参数，包括飞行器快速下压制导控制所需的在俯冲平面内速度方向的变化；
步骤5：进行过载正交分配，完成高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制。
所述的建立解析式阻力系数，包括阻力系数随攻角的变化规律、飞行器快速下压制导控制需用攻角的方法包括如下步骤：
(1)计算阻力系数随攻角的变化规律为
cd＝k1α2+k2α+k3
其中，cd为阻力系数，α为攻角，量纲为度，k1、k2和k3为常数，对于某飞行器；
(2)计算飞行器快速下压制导控制需用攻角αcx为
所述的建立速度与航程的一阶模型的方法为：
(1)建立飞行器速度v和航程s动力学方程为
其中，t为时间，d为阻力，m为质量，g为引力加速度，θ为当地弹道倾角，ρ0为海平面大气密度，β为大气密度指数常数，h为高度，sref为气动参考面积；
(2)得到自变量为航程s的速度控制一阶近似模型为
所述的设计速度控制参数，包括飞行器快速下压制导控制所需的攻角指令的方法为：
设终端航程为sf，终端速度为vf，根据当前速度v和当前航程s得到制导系统给出的攻角指令αcx为
所述的设计轨迹控制参数，包括飞行器快速下压制导控制所需的在俯冲平面内速度方向的变化的方法为：
计算飞行器在俯冲平面内速度方向的变化为
其中，kgd为位置导引系数，值为4；kld为落角导引系数，值为2；tg为剩余飞行时间；γdf为末端所要求的速度倾角；λd为俯冲平面内的高低角；
所述的进行过载正交分配，完成高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制的方法为：
(1)计算得到飞行器速度控制过载
其中，q为飞行器在当前位置的动压，cl为升力系数对攻角的导数；
(2)计算得到轨迹控制过载
(3)计算得到按正交分配原则的锥形机动过载nzx为
(4)根据按正交分配原则的锥形机动过载nzx生成控制指令，完成飞行器快速下压制导控制。
一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-权利要求6任意所述方法的步骤。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明根据某高速飞行器执行翻身下压以及拉平的动作特点，首次提出速度与航程的一阶近似模型，将飞行器减速控制问题转化为直接与终端速度相关的闭路导引问题；
(2)本发明通过气动特性的分析，提出设计最优导引参数的方法，快速实现速度大小的控制；
(3)本发明通过轨迹控制与速度控制的匹配设计，利用锥形机动的特点，正交分配轨迹控制需用过载和速度控制需用过载，保证目标点速度大小、速度方向和位置精度均满足要求。
附图说明
图1为某飞行器阻力系数随攻角arfa的变化曲线；
图2为过载正交分配示意图；
图3为本发明的实施流程。
具体实施方式
本发明克服现有基于速度剖面的锥形减速控制技术的不足，提供了一种高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制方法，建立速度与航程的一阶近似模型，将传统的跟踪速度剖面改为与终端速度要求相关的闭路导引，简化设计参数，避免参数频繁试凑问题，缩短研制周期，并将轨迹控制与速度控制进行正交匹配设计，保证目标点的位置和速度精度。
再入飞行器受末制导雷达工作条件以及空气舵负载力矩的约束，在再入后期必须进行减速控制。传统的方法需要设计速度剖面，设计参数多，需要频繁试凑，为解决上述问题，不依赖速度剖面的锥形减速闭路导引技术可以分两步：
首先提出速度与航程的一阶近似模型，将飞行器减速控制问题转化为直接与终端速度相关的闭路导引问题，并通过气动特性的分析，设计最优导引参数，快速实现速度大小的控制。
然后，通过轨迹控制与速度控制的匹配设计，利用锥形机动的特点，正交分配轨迹控制需用过载和速度控制需用过载，保证目标点速度大小、速度方向和位置精度均满足要求。
下面结合附图对本发明作进一步详细的说明。
步骤1：建立解析式阻力系数。
阻力系数与攻角关系满足二次曲线的关系，某飞行器阻力系数曲线如图1所示，可以看出在不同高度不同马赫数下，阻力系数曲线的规律基本一致，利用matlab软件画图窗口的basicfitting功能直接采用二次拟合，得到阻力系数随攻角的变化规律如式(1)所示。
cd＝k1α2+k2α+k3(1)
其中，cd为阻力系数，α为攻角，量纲为度，k1、k2和k3为常数，对于某飞行器，k1＝0.0019825，k2＝-0.0041399，k3＝0.11957。根据式(1)，由需用的阻力系数cd直接可以解析计算出需用攻角αcx，如式(2)所示。
步骤2：建立速度与航程的一阶模型。
飞行器速度v和航程s动力学方程为
其中，t为时间，d为阻力，m为质量，g为引力加速度，θ为当地弹道倾角，ρ0为海平面大气密度，β为大气密度指数常数，h为高度，sref为气动参考面积。根据飞行任务的特点，考虑飞行器执行翻身下压以及拉平的动作，当地弹道倾角θ的绝对值一般小于15°，其余弦值接近为1，可以将当地弹道倾角近似为零处理，进而得到自变量为航程s的速度控制一阶近似模型，如式(4)所示
步骤3：设计速度控制参数。
假设终端航程为sf，终端速度为vf，根据当前速度v和当前航程s，可以得到制导系统给出的攻角指令αcx为
可以看出，进行速度控制时产生的攻角指令αcx为解析表达式，与气动特性系数k1、k2和k3相关，与飞行器质量m、气动参考面积sref、当前速度v、终端速度vf、当前航程s、终端航程sf和飞行高度h相关。
步骤4：设计轨迹控制参数。
轨迹控制既要保证命中目标，又要保证末速度有一定的方向，利用比例导引对非线性有较好适应能力的特征，在俯冲平面内，速度方向的变化满足
其中，kgd为位置导引系数，值为4；kld为落角导引系数，值为2；tg为剩余飞行时间；γdf为末端所要求的速度倾角；λd为俯冲平面内的高低角；
步骤5：过载正交分配。
在过载大小唯一确定的情况下，可以对过载的方向进行调节，同时满足速度控制和轨迹控制的需求，这里采用正交分配的原则，如图2所示。速度控制过载
其中，αcx由式(5)得到，q为动压，cl为升力系数对攻角的导数。轨迹控制过载
其中，
由于轨迹控制过载
得到过载指令，即完成了锥形减速闭路导引设计。本发明完整的实施流程见图3。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。