用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整方法及系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整方法及系統(tǒng)，包括：建立飛行器在下壓末段翻身起判時刻的高度差與翻身時刻待飛航程的映射關(guān)系；其中，高度差為飛行器實際高度與標稱高度的差值；當處于下壓末端的飛行器的實際待飛航程小于預(yù)設(shè)航程閾值時，記錄飛行器此時的實際高度，計算飛行器此時的高度差作為判別高度差；通過映射關(guān)系計算判別高度差對應(yīng)的待飛航程，將計算得到的待飛航程作為判別航程；當飛行器的實際待飛航程等于判別航程時，向飛行器發(fā)送翻身指令。本發(fā)明能夠快速確定最佳翻身時機，減小偏差情況下終段高度及速度散布。
【專利說明】
用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整方法及系統(tǒng)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器控制領(lǐng)域，尤其涉及一種用于升力式飛行器的下壓末段翻身時 機調(diào)整方法及系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 面對稱升力式飛行器一般需經(jīng)歷高速高動態(tài)的下壓過程才能夠?qū)崿F(xiàn)對地面目標 的打擊，才能滿足動壓等約束要求。在飛行末段飛行器需翻身到0°左右來保證下壓結(jié)束時 的高度、速度等指標滿足要求，這對下壓飛行段制導(dǎo)提出了更高的要求。
[0003] 下壓末段翻身的時機對系統(tǒng)參數(shù)的影響較大。由于下壓飛行的動態(tài)較高，同時制 導(dǎo)不可避免存在誤差，故選擇在固定時間、固定剩余航程或固定高度等狀態(tài)下翻身會造成 下壓結(jié)束時的高度和速度散布過大，不能滿足任務(wù)需求。
[0004] 因此，亟需一種用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機動態(tài)調(diào)整方法及系統(tǒng)，以 解決上述問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明一方面提供一種飛行器翻身時機調(diào)整方法及系統(tǒng)，應(yīng)用于飛行器在180°翻 身下壓飛行過程中，根據(jù)高度偏差動態(tài)調(diào)整第二次翻身的最佳時機，同時將縱向過載力反 號得到傾側(cè)角指令，以保證下壓結(jié)束時的終段高度、速度等參數(shù)滿足指標要求。本發(fā)明能夠 根據(jù)飛行過程中的高度偏差快速確定最佳翻身時機，減小存在的偏差情況下終段高度及速 度散布。
[0006] 本發(fā)明提供一種用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整方法，包括步驟：
[0007] S1.建立飛行器在下壓末段翻身起判時刻的高度差與翻身時刻待飛航程的映射關(guān) 系;其中，所述高度差為飛行器實際高度與標稱高度的差值；
[0008] S2.當處于下壓末端的飛行器的實際待飛航程小于預(yù)設(shè)航程閾值時，記錄飛行器 此時的實際高度，計算飛行器此時的高度差作為判別高度差；
[0009] S3.通過所述映射關(guān)系計算判別高度差對應(yīng)的待飛航程，將計算得到的待飛航程 作為判別航程；
[0010] S4.當飛行器的實際待飛航程等于判別航程時，向飛行器發(fā)送翻身指令。
[0011] 優(yōu)選地，步驟S1具體為:考慮飛行中的偏差因素，獲取飛行器在不同翻身起判時刻 的高度差A(yù) lu、A h2……A hn及與高度差一一對應(yīng)的翻身時刻待飛航程Si、S2……Sn，通過擬 合建立高度差與待飛航程的映射關(guān)系。
[0012] 優(yōu)選地，飛行中的偏差因素具體為大氣密度偏差因素與氣動偏差因素。
[0013] 優(yōu)選地，高度差A(yù) hi、A h2……A hn單調(diào)遞增或單調(diào)遞減。
[0014] 優(yōu)選地，所述預(yù)設(shè)航程閾值大于飛行器在預(yù)設(shè)翻身點的待飛航程。
[0015] 優(yōu)選地，所述翻身指令通過公式1獲得：
公式1
[0017] 其中，ycx為翻身指令，ycxe(-ji，ji];Fzcx為側(cè)向過載力;F ycx為縱向過載力。
[0018] 優(yōu)選地，所述方法在步驟S4之后，還包括:將飛行器的翻身標識由-1變?yōu)?。
[0019] 本發(fā)明另一方面提供一種用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整系統(tǒng)，包 括：
[0020] 映射關(guān)系建立模塊，用于建立飛行器在下壓末段翻身起判時刻的高度差與翻身時 刻待飛航程的映射關(guān)系;其中，所述高度差為飛行器實際高度與標稱高度的差值；
[0021] 判別高度差計算模塊，用于在處于下壓末端的飛行器的實際待飛航程小于預(yù)設(shè)航 程閾值時，記錄飛行器此時的實際高度，計算飛行器此時的高度差作為判別高度差；
[0022] 判別航程計算模塊，用于通過所述映射關(guān)系計算判別高度差對應(yīng)的待飛航程，將 計算得到的待飛航程作為判別航程；
[0023] 指令發(fā)送模塊，用于當飛行器的實際待飛航程等于判別航程時，向飛行器發(fā)送翻 身指令。
[0024] 優(yōu)選地，所述翻身指令通過公式1獲得：
公式1
[0026]其中，為翻身指令，hxebiJTLF-為側(cè)向過載力;Fy"*縱向過載力。
[0027]優(yōu)選地，所述系統(tǒng)還包括：
[0028] 標識變換模塊，用于在指令發(fā)送模塊向飛行器發(fā)送翻身指令之后，將飛行器的翻 身標識由-1變?yōu)?。
[0029] 由上述技術(shù)方案可知，本發(fā)明能夠根據(jù)飛行過程中的高度偏差快速確定最佳翻身 時機，減小存在的偏差情況下終段高度及速度散布。
【附圖說明】
[0030] 圖1是本發(fā)明的下壓末段翻身時機調(diào)整方法示意圖；
[0031] 圖2是本發(fā)明的下壓末段翻身時機調(diào)整系統(tǒng)示意圖。
【具體實施方式】
[0032] 為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下參照附圖并舉出優(yōu)選實 施例，對本發(fā)明進一步詳細說明。然而，需要說明的是，說明書中列出的許多細節(jié)僅僅是為 了使讀者對本發(fā)明的一個或多個方面有一個透徹的理解，即便沒有這些特定的細節(jié)也可以 實現(xiàn)本發(fā)明的這些方面。
[0033] 本發(fā)明考慮到飛行器在下壓飛行過程中動態(tài)較高，同時制導(dǎo)不可避免存在誤差， 現(xiàn)有的固定時間、固定剩余航程或固定高度等狀態(tài)下的翻身策略會造成下壓結(jié)束時飛行器 的高度和速度散布過大，不能滿足任務(wù)需求。
[0034] 針對于此，本發(fā)明提供了一種用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機動態(tài)調(diào)整策 略，該方法可以根據(jù)飛行過程中實際高度偏離標稱高度的偏差快速確定翻身的最佳時機， 同時對制導(dǎo)計算出的縱向過載力進行反號，結(jié)合側(cè)向過載力給出傾側(cè)角指令控制飛行器翻 身。本發(fā)明能夠有效減小下壓結(jié)束時的高度和速度散布。
[0035] 圖1示出了本發(fā)明的用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整方法，本方法用 于飛行器在180°翻身下壓飛行過程中的第二次翻身。參見圖1，所述方法具體按照如下步驟 執(zhí)行：
[0036] 首先，在步驟S1中，建立飛行器在下壓末段翻身起判時刻的高度差與翻身時刻待 飛航程的映射關(guān)系;其中，高度差為飛行器實際高度與標稱高度的差值。
[0037] 較佳地，在本發(fā)明優(yōu)選實施例中，上述步驟具體為:考慮飛行中的大氣密度偏差、 氣動偏差等因素的影響，獲取飛行器在不同翻身起判時刻的高度差A(yù)出、A h2……A hn及與 高度差一一對應(yīng)的翻身時刻待飛航程Si、S2……Sn，通過擬合建立高度差與待飛航程的映射 關(guān)系。上述映射關(guān)系也可以用插值、逼近等方法得到。
[0038] 作為一個優(yōu)選方案，Alu、Ah2……A hn以單調(diào)遞增或單調(diào)遞減的方式選取，以便 于映射關(guān)系的獲得。
[0039] 接下來，在步驟S2中，當處于下壓末端的飛行器的實際待飛航程小于預(yù)設(shè)航程閾 值時，記錄飛行器此時的實際高度，將飛行器的實際高度減去標稱高度得到高度差，將其作 為判別高度差。上述實際待飛航程小于預(yù)設(shè)航程閾值的時刻即為翻身起判時刻。
[0040] 在本發(fā)明優(yōu)選實施例中，預(yù)設(shè)航程閾值為常數(shù)，大于飛行器在預(yù)設(shè)翻身點的待飛 航程。
[0041] 之后，在步驟S3中，通過上述映射關(guān)系計算判別高度差對應(yīng)的待飛航程，將計算得 到的待飛航程作為判別航程。通過映射關(guān)系計算判別航程如表1所示：
[0042] 表 1
[0044] 其中，A H為判別高度差，SP為由其計算的判別航程。
[0045] 接著，在步驟S4中，當飛行器的實際待飛航程等于判別航程時，向飛行器發(fā)送翻身 指令。
[0046] 在本發(fā)明優(yōu)選實施例中，翻身指令通過公式1獲得：
公式1
[0048]其中，丫 cx為傾側(cè)角指令，用于控制飛行器翻身，丫 cxG(-jt，jt];Fzcx為側(cè)向過載力； Fycx為縱向過載力。
[0049] 通過以上過程，本發(fā)明實現(xiàn)了飛行器在下壓末段最佳翻身時機的快速確定及偏差 情況下翻身時機的動態(tài)調(diào)整，保證了下壓終段高度及速度散布較小。
[0050] 作為一個優(yōu)選方法，本方法在發(fā)送翻身指令之后，將飛行器的翻身標識由-1變?yōu)?1，即時顯示飛行器的翻身姿態(tài)。
[0051]圖2示出了本發(fā)明的用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整系統(tǒng)，包括:映射 關(guān)系建立模塊1、判別高度差計算模塊2、判別航程計算模塊3及指令發(fā)送模塊4。
[0052]其中，映射關(guān)系建立模塊1用于建立飛行器在下壓末段翻身起判時刻的高度差與 翻身時刻待飛航程的映射關(guān)系;高度差為飛行器實際高度與標稱高度的差值。
[0053]判別高度差計算模塊2用于在處于下壓末端的飛行器的實際待飛航程小于預(yù)設(shè)航 程閾值時，記錄飛行器此時的實際高度，計算飛行器此時的高度差作為判別高度差。
[0054]判別航程計算模塊3用于通過映射關(guān)系計算判別高度差對應(yīng)的待飛航程，將計算 得到的待飛航程作為判別航程。
[0055] 指令發(fā)送模塊4用于當飛行器的實際待飛航程等于判別航程時，向飛行器發(fā)送翻 身指令。
[0056] 較佳地，在本發(fā)明優(yōu)選實施例中，翻身指令通過公式1獲得：
公式1
[0058]其中，丫 cx為傾側(cè)角指令，用于控制飛行器翻身，丫 cxG(-jt，jt];Fzcx為側(cè)向過載力； Fycx為縱向過載力。
[0059] 作為一個優(yōu)選方案，所述系統(tǒng)還包括標識變換模塊，用于在指令發(fā)送模塊向飛行 器發(fā)送翻身指令之后，將飛行器的翻身標識由-1變?yōu)?，顯示飛行器的即時姿態(tài)。
[0060] 本發(fā)明提供的飛行器翻身時機調(diào)整方法及系統(tǒng)，針對面對稱升力式飛行器下壓末 段翻身應(yīng)當滿足高度和速度約束控制的問題，利用翻身起判時刻的高度差與翻身時刻待飛 航程的映射關(guān)系來確定下壓末端的翻身時機，同時根據(jù)縱向過載力與側(cè)向過載力得到傾側(cè) 角指令控制飛行器翻身。本發(fā)明能夠快速確定翻身的最佳時機，實現(xiàn)偏差情況下翻身時機 的動態(tài)調(diào)整，保證下壓終段高度及速度散布較小，可直接用于升力式飛行器高速下壓段制 導(dǎo)方案的設(shè)計。
[0061] 本領(lǐng)域普通技術(shù)人員可以理解實現(xiàn)上述實施例方法中的全部或部分步驟是可以 通過程序來指令相關(guān)的硬件來完成，該程序可以存儲于一計算機可讀取存儲介質(zhì)中，如： R0M/RAM、磁碟、光盤等。
[0062] 以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人 員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以作出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應(yīng) 視為本發(fā)明的保護范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整方法，其特征在于，包括步驟：51. 建立飛行器在下壓末段翻身起判時刻的高度差與翻身時刻待飛航程的映射關(guān)系； 其中，所述高度差為飛行器實際高度與標稱高度的差值；52. 當處于下壓末端的飛行器的實際待飛航程小于預(yù)設(shè)航程閾值時，記錄飛行器此時 的實際高度，計算飛行器此時的高度差作為判別高度差；53. 通過所述映射關(guān)系計算判別高度差對應(yīng)的待飛航程，將計算得到的待飛航程作為 判別航程；54. 當飛行器的實際待飛航程等于判別航程時，向飛行器發(fā)送翻身指令。2. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，步驟Sl具體為:考慮飛行中的偏差因素，獲取 飛行器在不同翻身起判時刻的高度差A(yù) lu、Ah2……Ahn及與高度差一一對應(yīng)的翻身時刻 待飛航程S1、S 2……Sn，通過擬合建立高度差與待飛航程的映射關(guān)系。3. 如權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，飛行中的偏差因素具體為大氣密度偏差因素 與氣動偏差因素。4. 如權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，高度差A(yù)h^Ah2……Ahn單調(diào)遞增或單調(diào)遞 減。5. 如權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述預(yù)設(shè)航程閾值大于飛行器在預(yù)設(shè)翻身點 的待飛航程。6. 如權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述翻身指令通過公式1獲得：公式1 其中，Ycx為翻身指令，ycxe (-31，JiLFzcx為側(cè)向過載力;Fycx為縱向過載力。7. 如權(quán)利要求1-6任一所述的方法，其特征在于，所述方法在步驟S4之后，還包括:將飛 行器的翻身標識由-1變?yōu)?。8. -種用于升力式飛行器的下壓末段翻身時機調(diào)整系統(tǒng)，其特征在于，包括： 映射關(guān)系建立模塊，用于建立飛行器在下壓末段翻身起判時刻的高度差與翻身時刻待 飛航程的映射關(guān)系;其中，所述高度差為飛行器實際高度與標稱高度的差值； 判別高度差計算模塊，用于在處于下壓末端的飛行器的實際待飛航程小于預(yù)設(shè)航程閾 值時，記錄飛行器此時的實際高度，計算飛行器此時的高度差作為判別高度差； 判別航程計算模塊，用于通過所述映射關(guān)系計算判別高度差對應(yīng)的待飛航程，將計算 得到的待飛航程作為判別航程； 指令發(fā)送模塊，用于當飛行器的實際待飛航程等于判別航程時，向飛行器發(fā)送翻身指 令。9. 如權(quán)利要求8所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述翻身指令通過公式1獲得：其中，Ycx為翻身指令，ycxe (-1 JiLFzcx為側(cè)向過載力;Fycx為縱向過載力。10. 如權(quán)利要求8或9所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)還包括： 標識變換模塊，用于在指令發(fā)送模塊向飛行器發(fā)送翻身指令之后，將飛行器的翻身標 識由-1變?yōu)?。
【文檔編號】G05D1/08GK106005481SQ201610319980
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月13日
【發(fā)明人】楊業(yè), 黃萬偉, 馬衛(wèi)華, 祁振強, 包為民, 吳浩, 郭濤, 梁祿揚, 徐國強, 唐海紅
【申請人】北京航天自動控制研究所