[发明专利]一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法

说明书

本发明公开的一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法，属于无人航空器、巡航导弹飞行控制技术领域。本发明针对无人航空载运飞行器多约束下快速气动减速的需求，基于参考轨迹输入的弹目相对水平距离、参考高度、参考弹道倾角、参考俯仰角数据，通过计算当前飞行状态与标称轨迹的偏差得到控制偏差信息。综合高度、弹道倾角和攻角偏差得到综合的弹道倾角控制指令。根据控制指令设计弹道倾角跟踪与俯仰姿态驾驶仪复合驾驶仪，实现无人航空载运飞行器多约束气动减速控制。本发明适用于纵向轨迹跟踪问题，能够满足飞行器快速和稳定地跟踪标称高度，达到期望的末端速度、姿态的需求；本发明易于在飞控计算机上编程实现，具有较好的工程实用性。

技术领域

本发明属于无人航空器、巡航导弹飞行控制技术领域，涉及一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法。

背景技术

随着防空技术的进步，各国大力发展新型突防技术，如集群飞行器、跨介质航行器。然而，通常水下航行器或小型集群飞行器不具备大气中飞行能力或航程有限，难以通过自身动力到达目标区域。需要使用无人航空载运飞行器将其运输到目标区域附近。跨水空介质航行器和集群飞行器的投放对无人航空载运飞行器末端投放位置和高度精度、速度、姿态等具有较高的要求。

由于水下航行器入水冲击特性和集群飞行器低速气动特性，需要无人航空载运飞行器快速降低飞行速度并且满足分离位置和姿态约束。已有的航空器减速控制方法包括：发动机减速、减速伞减速、增加阻力板减速、气动减速。在舰载机自动着舰中，采用进场功率补偿器进行低速闭环控制，这种方法要求发动机具有低速控制能力以及飞行器具有低速飞行控制能力。减速伞减速方式需要一定的滞空时间，并且很难保证落点精度和姿态。增加阻力板减速方式，需要增加额外的机械与电气装置，增加了成本和复杂度。水下航行器入水冲击要求分离时刻的速度远小于无人航空载运飞行器正常飞行速度。并且，分离时刻，子航行器对无人航空载运飞行器分离位置和高度精度、俯仰角、攻角等具有较高精度的约束，以满足子航行器分离入水条件。若无人航空载运飞行器无法满足投放约束，子航行器无法正常入水。已有的仅依靠发动机减速和减速伞减速的方式难以满足使用要求。

为了满足航空载运飞行器多约束分离条件，提出了一种多维标称轨迹跟踪驾驶仪与姿态驾驶仪切换的航空飞行器气动减速控制方案。在航天飞行器返回再入过程，通常采用气动减速的方式来满足过载、动压、热流等多种约束，以确保安全返回。航天器返回再入方法分为标称弹道制导和预测-校正制导法两种。跟踪参考阻力加速度是一种典型的标称弹道制导方法，这种方法需要较精确的升力和阻力参数，落点控制精度低，未考虑姿态约束。而预测-校正控制方法对飞控计算机要求较高，依赖于飞行器精确气动数据。这两种方法都是针对航天飞行器再入返回过程，对气动参数具有较高精度要求，不适用于无人航空载运飞行器使用需求。北京航天自动控制研究所在《一种飞行器滑翔减速控制方法》中提出一种通过增加攻角来实现减速控制的方法。中国航空工业第六一八所在《一种无动力飞行器速度精确跟踪控制方法》中提出利用左右副翼同向偏转来增加额外阻力，来实现速度跟踪精确控制。以上两种方法只能实现飞行器减速功能，没有考虑终点位置、高度和姿态约束。目前，还没相关资料能同时满足具有位置、高度、速度和姿态约束的航空飞行器多约束气动减速控制的方法。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法，针对无人航空载运飞行器多约束下快速气动减速的需求，基于参考轨迹输入的弹目相对水平距离、参考高度、参考弹道倾角、参考俯仰角数据，通过计算当前飞行状态与标称轨迹的偏差得到控制偏差信息。综合高度、弹道倾角和攻角偏差得到综合的弹道倾角控制指令。设计俯仰姿态驾驶仪与弹道倾角跟踪复合驾驶仪，实现减速、分离点位置和姿态精确控制。本发明适用于纵向轨迹跟踪问题，能够满足飞行器快速和稳定地跟踪标称高度，达到期望的末端速度、姿态的任务需求；同时，本发明易于在飞控计算机上编程实现，具有较好的工程实用性。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种无人航空载运飞行器多约束快速减速控制方法，包括如下步骤：