留言板

尊敬的读者、作者、审稿人, 关于本刊的投稿、审稿、编辑和出版的任何问题, 您可以本页添加留言。我们将尽快给您答复。谢谢您的支持!

姓名
邮箱
手机号码
标题
留言内容
验证码

阻力和升力加速度指令快速解析与跟踪制导

刘刚

刘刚. 阻力和升力加速度指令快速解析与跟踪制导[J]. 北京航空航天大学学报, 2022, 48(3): 401-411. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2020.0589
引用本文: 刘刚. 阻力和升力加速度指令快速解析与跟踪制导[J]. 北京航空航天大学学报, 2022, 48(3): 401-411. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2020.0589
LIU Gang. Drag and lift acceleration commands rapid calculation and tracking guidance[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2022, 48(3): 401-411. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2020.0589(in Chinese)
Citation: LIU Gang. Drag and lift acceleration commands rapid calculation and tracking guidance[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2022, 48(3): 401-411. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2020.0589(in Chinese)

阻力和升力加速度指令快速解析与跟踪制导

doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2020.0589
详细信息
    通讯作者:

    刘刚, E-mail: lgiuang@21cn.com

  • 中图分类号: V448.235

Drag and lift acceleration commands rapid calculation and tracking guidance

More Information
  • 摘要:

    针对升力式飞行器的滑翔段制导问题,提出一种阻力和升力加速度指令在线快速解析与跟踪制导方法。通过一维质点运动学解析并加权直接得到阻力加速度指令。引入虚拟目标和伪视线角的概念,将比例导引应用于滑翔段得到升力加速度指令。利用阻力加速度和攻角的单调性关系, 通过改变攻角跟踪阻力加速度指令。倾侧角用于辅助跟踪阻力加速度指令,满足给定条件后切换至跟踪升力加速度指令。航迹方向角的控制通过倾侧角按反转走廊边界改变正负号实现。动压、热流、过载等约束可通过相关敏感参数的设计得到满足。所提方法不依赖参考轨迹和攻角剖面,计算量小,可实现对终端速度和终端高度的高精度控制。

     

  • 图 1  典型的阻力加速度加权系数剖面

    Figure 1.  Typical drag acceleration weighting coefficient profile

    图 2  典型的侧向偏差走廊

    Figure 2.  Typical azimuth deviation corridor

    图 3  制导方法流程

    Figure 3.  Flowchart of guidance method

    图 4  σmax1取不同值时的最大驻点热流

    Figure 4.  Maximum stagnation heat flux for different values of σmax1

    图 5  阻力加速度加权系数最大值取不同值时的动压

    Figure 5.  Dynamic pressure for different drag acceleration weighting coefficient maximum values

    图 6  期望终端弹道倾角取不同值时的动压

    Figure 6.  Dynamic pressure for different expected terminal trajectory inclination angles

    图 7  侧向偏差走廊设计

    Figure 7.  Design of azimuth deviation corridor

    图 8  速度曲线

    Figure 8.  Velocity curve

    图 9  高度曲线

    Figure 9.  Height curve

    图 10  弹道倾角曲线

    Figure 10.  Trajectory inclination angle curve

    图 11  攻角曲线

    Figure 11.  Attack angle curve

    图 12  倾侧角曲线

    Figure 12.  Inclination angle curve

    图 13  动压曲线

    Figure 13.  Dynamic pressure curve

    图 14  驻点热流曲线

    Figure 14.  Stagnation heat flux curve

    图 15  法向过载曲线

    Figure 15.  Normal overload curve

    图 16  阻力加速度曲线

    Figure 16.  Drag acceleration curves

    图 17  升力加速度曲线

    Figure 17.  Lift acceleration curves

    图 18  地面轨迹

    Figure 18.  Ground track

    图 19  终端速度散布图

    Figure 19.  Scatter of terminal velocity

    图 20  终端高度散布图

    Figure 20.  Scatter of terminal height

    图 21  终端待飞纵程散布图

    Figure 21.  Scatter of terminal longitudinal range to go

    图 22  终端弹道倾角散布图

    Figure 22.  Scatter of terminal trajectory inclination angle

    图 23  终端航迹方向角偏差(绝对值)散布图

    Figure 23.  Scatter of terminal azimuth deviation (absolute value)

    图 24  最大动压散布图

    Figure 24.  Scatter of maximum dynamic pressure

    图 25  最大驻点热流散布图

    Figure 25.  Scatter of maximum stagnation heat flow

    图 26  最大法向过载(本体坐标系)散布图

    Figure 26.  Scatter of maximum normal overload (body coordinate system)

    表  1  任务初始和终端参数

    Table  1.   Initial and terminal parameters of task

    参数 初始值 终端期望值
    h/km 71 27
    λ/(°) 0
    ϕ/(°) 0
    v/(m·s-1) 7 300 900
    χt/(°) 90
    θ/(°) -0.5 -2.0
    下载: 导出CSV

    表  2  阻力加速度加权系数剖面设计

    Table  2.   Design of drag acceleration weighting coefficient profile

    参数 情况1 情况2 情况3
    L01/km 180 180 180
    L02/km 300 300 300
    kaxmax 1.0 1.2 1.36
    下载: 导出CSV

    表  3  蒙特卡罗仿真偏差项

    Table  3.   Deviation term of Monte Carlo simulation

    参数 h/km λ/(°) ϕ/(°) v/(m·s-1) θ/(°)
    偏差值 ±1 ±0.5 ±0.5 ±100 ±0.05
    参数 χt/(°) m cl cd ρ
    偏差值 ±0.5 ±3% ±10% ±10% ±10%
    下载: 导出CSV

    表  4  高空风剖面

    Table  4.   Upper wind profile

    大地高度/km 东西向风/(m·s-1) 南北向风/(m·s-1)
    最大值 最小值 最大值 最小值
    73 60 -30 30 -30
    26 30 -30 10 -10
    下载: 导出CSV

    表  5  终端参数控制精度

    Table  5.   Control accuracy of terminal parameters

    方法 纵程误差/m 速度误差/(m·s-1) 高度误差/m 弹道倾角/(°) 航迹方向角偏差/(°)
    文献[10] ±1 200 ±25 ±3 000 ±2.5 ±9.31
    本文 ±1 0~+1.8 -110~+160 -3.5~+0.5 ±8.4
    下载: 导出CSV
  • [1] LU P. Predictor-corrector entry guidance for low-lifting vehicles[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2008, 31(4): 1067-1075. doi: 10.2514/1.32055
    [2] XUE S B, LU P. Constrained predictor-corrector entry guidance[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2010, 33(4): 7-8.
    [3] SHEN Z J, LU P. On-boardentry trajectory planning for sub-orbital flight[J]. Acta Astronautica, 2005, 56(6): 573-591. doi: 10.1016/j.actaastro.2004.10.005
    [4] SHEN Z J, LU P. Dynamic lateral entry guidance logic[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics. 2004, 27(6): 11-12.
    [5] LU P. Entry trajectory optimization with analytical feedback bank angle law[C]//AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit. Reson: AIAA, 2008: 11-18.
    [6] LU P. Entry guidance: A unified method[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2014, 37(3): 713-728. doi: 10.2514/1.62605
    [7] LU P, SUSAN J S, GAVIN F M, et al. Verification of a fully numerical entry guidance algorithm[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2017, 40(2): 230-247. doi: 10.2514/1.G000327
    [8] LU P, CHRISTOPHER J C, MICHAEL A T, et al. Optimal aerocapture guidance[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2015, 38(4): 553-565. doi: 10.2514/1.G000713
    [9] 赵頔, 沈作军. 基于在线迭代的自适应再入制导[J]. 北京航空航天大学学报, 2016, 42(7): 1526-1535. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2015.0463

    ZHAO D, SHEN Z J. Adaptive reentry guidance based on on-board trajectory iterations[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2016, 42(7): 1526-1535(in Chinese). doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2015.0463
    [10] 黄汉斌, 梁禄扬, 杨业. 基于阻力加速度倒数剖面的再入轨迹规划与制导方法[J]. 航空学报, 2018, 39(12): 322558. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKXB201812030.htm

    HUANG H B, LIANG L Y, YANG Y. Reentry trajectory planning and guidance method based on inverse drag acceleration[J]. Acta Aeranautica et Astronautica Sinica, 2018, 39(12): 322558(in Chinese). https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKXB201812030.htm
    [11] 王涛, 张洪波, 朱如意, 等. 考虑阻力加速度的再入预测-校正制导算法[J]. 宇航学报, 2017, 38(2): 143-151. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-YHXB201702005.htm

    WANG T, ZHANG H B, ZHU R Y, et al. Predictor-corrector reentry guidance based on drag acceleration[J]. Journal of astronautics, 2017, 38(2): 143-151(in Chinese). https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-YHXB201702005.htm
    [12] 魏毅寅, 李瑜, 段广仁. 远程滑翔导弹滑翔段制导算法研究[J], 宇航学报, 2009, 30(2): 481-485. doi: 10.3873/j.issn.1000-1328.2009.02.014

    WEI Y Y, LI Y, DUAN G R. Research on guidance method of glide phase for long range glide missile[J]. Journal of Astronautics, 2009, 30(2): 481-485(in Chinese). doi: 10.3873/j.issn.1000-1328.2009.02.014
    [13] 蔺君, 黄盘兴, 何英姿. 高升阻比再入飞行器阻力加速度设计及跟踪制导[J]. 空间控制技术与应用, 2020, 46(1): 17-23. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-KJKZ202001003.htm

    LIN J, HUANG P X, HE Y Z. Drag acceleration design and tracking guidance for high L/D reentry vehicle[J]. Aerospace Control and Application, 2020, 46(1): 17-23(in Chinese). https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-KJKZ202001003.htm
    [14] 李惠峰. 高超声速飞行器制导与控制技术[M]. 北京: 中国宇航出版社, 2012: 333-363.

    LI H F. Guide and control technology for hypersonic vehicle[M]. Beijing: China Aerospace Press, 2012: 333-363(in Chinese).
    [15] 阎晓东, 王智. 高超声速无动力滑翔三维轨迹规划方法[J]. 北京理工大学学报, 2013, 33(7): 669-674. doi: 10.3969/j.issn.1001-0645.2013.07.003

    YAN X D, WANG Z. Three-dimensional trajectory planning method for hupersonic glide vehicles[J]. Transactions of Beijing Institute of Technology, 2013, 33(7): 669-674(in Chinese). doi: 10.3969/j.issn.1001-0645.2013.07.003
    [16] 郭继峰, 傅瑜, 崔乃刚. 三维自主再入制导方法[J]. 控制与决策, 2013, 28(8): 689-694. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-KZYC201305009.htm

    GUO J F, FU Y, CUI N G. Three dimensional autonomous entry guidance method[J]. Control and Decision, 2013, 28(8): 689-694(in Chinese). https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-KZYC201305009.htm
    [17] 徐明亮, 陈克俊, 刘鲁华, 等, 高超声速飞行器准平衡滑翔自适应制导方法[J]. 中国科学: 技术科学, 2012, 42(4): 378-387. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-JEXK201204004.htm

    XU M L, CHEN K J, LIU L H, et al. Quasi-equilibrium glide adaptive guidance for hypersonic vehicles[J]. Sci China: Tech Sci, 2012, 42(4): 378-387(in Chinese). https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-JEXK201204004.htm
    [18] 赵明, 李洪梁, 张维文, 等. 高超声速飞行器的解析式滑翔制导[J]. 战术导弹技术, 2018, 18(4): 78-83. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-ZSDD201804013.htm

    ZHAO M, LI H L, ZHANG W W, et al. Analytical guidance for hypersonic glide vehicles[J]. Tactical Missile Technology, 2018, 18(4): 78-83(in Chinese). https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-ZSDD201804013.htm
    [19] YU W B, CHEN W C, JIANG Z G, et al. Omnidiretional autonomous entry guidance based on 3-D analytical flight formulae[J]. ISA Transactions, 2016, 65: 487-503. doi: 10.1016/j.isatra.2016.09.002
    [20] 胡锦川, 陈万春. 平稳再入弹道设计方法[J]. 北京航空航天大学学报, 2015, 41(8): 1464-1475. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2014.0023

    HU J C, CHEN W C. Steady reentry trajectory planning method for reentry vehicle[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2015, 41(8): 1464-1475(in Chinese). doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2014.0023
    [21] YU W B, CHEN W C. Guidance law with circular no fly zone constraint[J]. Nonlinear Dynamics, 2014, 78(3): 1953-1971. doi: 10.1007/s11071-014-1571-2
    [22] YANG Y, LIANG L Y, WU H, et al. Onboard and analytic prediction algorithm of the range-to-go for the lifting vehicle[C]//21st AIAA International Space Planesand Hypersonics Technologies Conference. Reston: AIAA, 2017.
  • 加载中
图(26) / 表(5)
计量
  • 文章访问数:  180
  • HTML全文浏览量:  8
  • PDF下载量:  72
  • 被引次数: 0
出版历程
  • 收稿日期:  2020-10-19
  • 录用日期:  2021-01-24
  • 刊出日期:  2022-03-20

目录

    /

    返回文章
    返回
    常见问答