[发明专利]基于姿态序列解算的飞行器新型实时制导方法

摘要

本发明涉及飞行器制导与控制系统设计领域，提供一种闭环解析的实时制导方法，其控制精度高、快速性好；可以解决在参数不确定及扰动影响下的近空间飞行器巡航段制导问题，鲁棒性强；为此，本发明采用的技术方案是，基于姿态序列解算的飞行器新型实时制导方法，包括如下步骤：第一步，根据近空间飞行器的六自由度方程，提出平动运动模型即平动运动方程组和转动运动模型即转动运动方程组；第二步，对给出的平动运动方程进行简化；第三步，获得姿态角指令与轨迹之间的闭环反馈关系，为控制系统提供可执行的制导指令。本发明主要应用于飞行器制导与控制系统设计。

主权项

1.一种基于姿态序列解算的飞行器新型实时制导方法，其特征是，包括下列步骤：第一步，根据近空间飞行器的六自由度方程，提出平动运动模型即平动运动方程组和转动运动模型即转动运动方程组，其中，基于姿态序列解算的制导方法是针对平动运动方程组开展的,是通过姿态序列解算获得飞行轨迹与飞行姿态之间的闭环关系；而转动运动方程组主要用于之后的控制器设计过程，给出简化后的平动运动方程组和转动运动方程组：简化后平动运动方程组为：x·=Vcosγcosχ---(1)]]>V·=(-D+Tcosα)/m-gsinγ---(2)]]>h·=Vsinγ---(3)]]>γ·=[L+Tsinα]/m/V-gcosγ/V---(4)]]>z·=-Vcosγsinχ---(5)]]>χ·=-[L+Tsinα]sinμ/(mV)---(6)]]>简化后转动运动方程组为：α·=q+(-L+mgcosμ-Tsinα)/mV---(7)]]>β·=-rcosα+psinα+gVsinμ---(8)]]>μ·=pcosα+rsinα---(9)]]>p·=[L‾-(Jzz-Jyy)qr]/Jxx---(10)]]>r·=[-N‾-(Jyy-Jxx)pq]/Jzz---(11)]]>q·=[M‾-(Jxx-Jzz)pr]/Jyy---(12)]]>其中，x表示飞行器的纵向位移，表示纵向位移的导数，即飞行器纵向前进的速度，h表示飞行器的飞行高度，表示高度的导数，即飞行器垂直方向上升的速度，z表示飞行器的侧向位移，表示侧向位移的导数，即飞行器侧向运动的速度；V代表飞行器的速度，表示飞行器速度的变化率，γ表示弹道倾角即航迹角，表示航迹角的变化率，χ表示弹道偏角，表示弹道偏角的变化率；α表示攻角，β是侧滑角，μ是侧倾角，分别表示攻角的变化率、侧滑角的变化率和侧倾角的变化率；D表示飞行器所受的阻力，且其中表示动压，S_ref表示参考面积，表示油门开度，表示阻力系数中与油门开度有关项的系数，表示与油门开度无关项的系数；L表示飞行器的升力，且C_L1表示升力系数中与攻角和油门开度无关项的系数，C_L2表示与攻角有关项的系数，C_L3表示与油门开度有关项的系数；T表示飞行器的推力且表示推力系数中与油门开度有关项的系数，表示与油门开度无关项的系数；m是飞行器的质量，g表示重力加速度；p是滚转角速率，r是偏航角速率，q是俯仰角速率，分别表示滚转角速率的变化率、偏航角速率的变化率和俯仰角速率的变化率；是飞行器的滚转力矩，是飞行器的偏航力矩，是飞行器的俯仰力矩；J_xx，J_zz，J_yy分别表示飞行器绕三个机体坐标轴的转动惯量；第二步，对给出的平动运动方程进行简化，通过分析与处理，获得飞行器速度与油门开度、其他轨迹与姿态角之间的输入输出关系，为下一步的算法设计做准备；第三步，在得到速度与油门开度、其他轨迹与姿态角之间的输入输出关系后，分别针对速度方程、高度轨迹指令和侧向位置轨迹指令设计控制律，从而获得姿态角指令与轨迹之间的闭环反馈关系，为控制系统提供可执行的制导指令。