技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器制導技術領域，特別涉及一種末端機動小過載制導指令的奇異處理方法。

背景技術

升力式高超聲速飛行器由于升力大，當飛行器接近目標時，該飛行器在末端機動段飛行時極易出現小過載制導指令的需求，此時制導律給出的縱向和橫向制導力需求均比較小，可能會出現縱向制導力|F_ycx|≤0.1g₀，橫向制導力|F_zcx|≤0.1g₀的情況，此時如果還是按照γ_cx＝tg^-1(F_zcx/F_ycx)計算傾側角指令γ_cx，將會導致傾側角大幅滾轉，甚至到90°的情況，從而對姿態控制和制導尤為不利。

小過載制導指令引起的傾側實際上是不必要的機動，其產生的側向加速度并不大，雖然傾側大，但彈體法向過載小，其對機動飛行的貢獻基本可以忽略，不必要的滾轉反而對控制系統造成不利，甚至影響制導精度。

因此，制導系統設計需要考慮消除由于小過載制導指令導致的奇異問題，提高制導的有效性。

發明內容

有鑒于此，本發明提供一種末端機動小過載制導指令的奇異處理方法，從而可以解決高升阻比飛行器在末端機動飛行段由于小過載制導指令導致的奇異問題，降低不必要的大幅彈體滾轉，提高制導精度。

本發明的技術方案具體是這樣實現的：

一種末端機動小過載制導指令的奇異處理方法，該方法包括：

根據預設的末端機動段制導律和方案，計算得到縱向制導力F_ycx和橫向制導力F_zcx；

對制導力進行奇異處理：如果F_ycx<K_c·m·g₀，則F_yn＝sign(K_c·m·g₀)·|K_c·m·g₀|，否則，F_yn＝F_ycx；其中，F_yn為限幅后的縱向制導力；K_c為設計參數；m為飛行質量；g₀為地球引力加速度；

根據奇異處理后的制導力計算制導所需的傾側角；

根據縱向制導力F_ycx和橫向制導力F_zcx計算制導需用的法向力。

較佳的，所述K_c的取值大于1.0。

較佳的，使用如下的公式計算得到制導所需的傾側角

較佳的，使用如下的公式計算得到制導需用的法向力F_n：

如上可見，在本發明中的末端機動小過載制導指令的奇異處理方法中，由于先根據預設的末端機動段制導律和方案，計算得到縱向制導力和橫向制導力；然后對制導力進行奇異處理，并根據奇異處理后的制導力計算制導所需的傾側角，最后可以根據縱向制導力和橫向制導力計算制導需用的法向力，因此可以根據計算得到的傾側角和法向力實現飛行器在滑翔過程中的傾側翻轉，從而可以從制導力需求和傾側機動的效率入手，當彈體法向為小過載的條件下時(即出現橫法向小過載需求時)，消除傾側角指令的奇異性，盡量不進行傾側機動，降低不必要的大幅彈體滾轉，因而可以避免無意義的姿態機動，提高飛行器傾側機動飛行的有效性，完全可避免高升阻比飛行器在末端機動飛行段由于小過載制導指令導致的奇異問題，降低不必要的大幅彈體滾轉，提高制導精度。與現有技術中的采用傾側角進行直接限幅的方式相比，尤其當飛行器真正需要大傾側轉彎時，采用本發明中的末端機動小過載制導指令的奇異處理方法，將不會因為傾側角別限制而影響制導精度，也不會因為過載變化而引起指令跳躍。

附圖說明

圖1為本發明實施例中的末端機動小過載制導指令的奇異處理方法的流程示意圖。

具體實施方式

為使本發明的目的、技術方案及優點更加清楚明白，以下參照附圖并舉實施例，對本發明進一步詳細說明。

本實施例提供了一種末端機動小過載制導指令的奇異處理方法，該方法適用于以氣動力飛行為主的升力式飛行器。

圖1為本發明實施例中的末端機動小過載制導指令的奇異處理方法的流程示意圖。如圖1所示，本發明實施例中的末端機動小過載制導指令的奇異處理方法包括：