考虑视场角的飞行时间和末端倾角控制导引律
发布时间：2021-11-05 12:09
针对飞行器飞行时间和末端倾角控制问题,采用时间多项式设计前置角变化规律,提出了一种带有飞行时间和末端倾角约束的导引律,同时给出了一种基于指令限幅的视场角约束方法。首先设计前置角边界条件,保留多项式中两个自由系数,之后采用线性化模型推导了满足飞行时间和末端倾角约束的系数解析解,并设计了在线更新方法提高系数在非线性模型中的适应性,并设计了指令限幅机制用于满足制导过程中的视场角约束。最后通过数值仿真验证了所提出的导引和视场角约束方法的有效性。
【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(05)北大核心CSCD
【文章页数】：5 页
【部分图文】：
线性化导引模型示意Fig.2LinearizedEngagementGeometryt—期望飞行时间；M—飞行器
过数值方法求解方程：()d10cosdttnrVκt+=（28）可解得以当前状态更新的导引系数n1κ+和n2κ+，从而使导引律式（12）闭环。4仿真结果4.1视场角约束设置本文认为飞行器攻角相对于前置角较小，将飞行器视场角约束近似为航迹前置角约束。给出如下切换条件用于实现视场角约束：maxmin,and0,and012,elseλεερεγλεερε>>=<+<式（）（29）其中ε由式（10）计算得到。式（29）的物理意义如图3所示，当前置角的值进入宽度为ρ的限制区域内，并且有继续发散的趋势，将前置角的变化律置零，导引指令退化为γ=λ；当前置角变化率趋于收敛，允许式（12）生成的导引指令继续控导引弹。图3视场角约束示意Fig.3ConceptofFieldofViewConstraint4.2仿真算例4.2.1时间和倾角控制本组算例中，飞行器的期望飞行时间固定为dt=30s，各子算例期望倾角和控制总消耗d20dtat如表
椒?刂谱芟?挠胱钣沤峁?鱿嗖?7%以内。弹道、倾角、前置角、加速度曲线分别如图4~7所示。表1仿真算例1控制总消耗结果Tab.1TotalControlEffortofCase1算例期望倾角/(°)控制总消耗×104/(m·s-2)1-1/1"01.95/1.831-2/2"301.27/1.201-3/3"600.97/0.931-4/4"901.25/1.23图4算例1弹道曲线Fig.4TrajectoryofCase1图5算例1弹道倾角曲线Fig.5FlightPathAngleProfileofCase1图6算例1前置角曲线Fig.6LookAngleProfileofCase1图7算例1加速度曲线Fig.7AccelerationProfileofCase14.2.2带有视场角约束的时间和倾角控制本组算例中，期望飞行时间dt=30s，期望倾角dγ=0。视场角限制设置为maxminε=ε=50°，限制区域ρ=2°。飞行器自动驾驶仪延迟时间常数设置为τ=0.2s。飞行器飞行时间误差和期望倾角误差如表2所示。其中2-1开启视场角约束式（29），2-2关闭视场角约束。弹道及视场角曲线分别如图8、图9所示。由图8可知，约2s时，视场角达到预设值，2-1将视场角限制在了50°之内，而2-2超出了视场角限制。由表2可知，视场角约束方法式（29）对飞行时间和末端倾角的影响较校表2仿真算例2导引误差结果Tab.2SummaryofGuidanceError算例时间误差/s倾角误差/(°)2-10.0110.652-20.009-0.05图8算例2弹道曲线Fig.8TrajectoryofCase2（下转第66页）
本文编号：3477773
【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(05)北大核心CSCD
【文章页数】：5 页
【部分图文】：
线性化导引模型示意Fig.2LinearizedEngagementGeometryt—期望飞行时间；M—飞行器
过数值方法求解方程：()d10cosdttnrVκt+=（28）可解得以当前状态更新的导引系数n1κ+和n2κ+，从而使导引律式（12）闭环。4仿真结果4.1视场角约束设置本文认为飞行器攻角相对于前置角较小，将飞行器视场角约束近似为航迹前置角约束。给出如下切换条件用于实现视场角约束：maxmin,and0,and012,elseλεερεγλεερε>>=<+<式（）（29）其中ε由式（10）计算得到。式（29）的物理意义如图3所示，当前置角的值进入宽度为ρ的限制区域内，并且有继续发散的趋势，将前置角的变化律置零，导引指令退化为γ=λ；当前置角变化率趋于收敛，允许式（12）生成的导引指令继续控导引弹。图3视场角约束示意Fig.3ConceptofFieldofViewConstraint4.2仿真算例4.2.1时间和倾角控制本组算例中，飞行器的期望飞行时间固定为dt=30s，各子算例期望倾角和控制总消耗d20dtat如表
椒?刂谱芟?挠胱钣沤峁?鱿嗖?7%以内。弹道、倾角、前置角、加速度曲线分别如图4~7所示。表1仿真算例1控制总消耗结果Tab.1TotalControlEffortofCase1算例期望倾角/(°)控制总消耗×104/(m·s-2)1-1/1"01.95/1.831-2/2"301.27/1.201-3/3"600.97/0.931-4/4"901.25/1.23图4算例1弹道曲线Fig.4TrajectoryofCase1图5算例1弹道倾角曲线Fig.5FlightPathAngleProfileofCase1图6算例1前置角曲线Fig.6LookAngleProfileofCase1图7算例1加速度曲线Fig.7AccelerationProfileofCase14.2.2带有视场角约束的时间和倾角控制本组算例中，期望飞行时间dt=30s，期望倾角dγ=0。视场角限制设置为maxminε=ε=50°，限制区域ρ=2°。飞行器自动驾驶仪延迟时间常数设置为τ=0.2s。飞行器飞行时间误差和期望倾角误差如表2所示。其中2-1开启视场角约束式（29），2-2关闭视场角约束。弹道及视场角曲线分别如图8、图9所示。由图8可知，约2s时，视场角达到预设值，2-1将视场角限制在了50°之内，而2-2超出了视场角限制。由表2可知，视场角约束方法式（29）对飞行时间和末端倾角的影响较校表2仿真算例2导引误差结果Tab.2SummaryofGuidanceError算例时间误差/s倾角误差/(°)2-10.0110.652-20.009-0.05图8算例2弹道曲线Fig.8TrajectoryofCase2（下转第66页）
本文编号：3477773
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3477773.html
