針對高升阻比面對稱飛行器末制導(dǎo)小空域、短航時(shí)條件下的大速域控制問題,提出一種分段導(dǎo)引策略的末制導(dǎo)軌跡設(shè)計(jì)方法。首先,提出一種分段導(dǎo)引策略,將末制導(dǎo)軌跡分為速度導(dǎo)引段和位置導(dǎo)引段,將多狀態(tài)量的控制問題轉(zhuǎn)化為分段協(xié)調(diào)控制問題;其次,速度導(dǎo)引段基于三次樣條曲線模型解析規(guī)劃飛行剖面,采用高度自適應(yīng)的剖面校正方式實(shí)現(xiàn)高精度的速度控制;最后,位置導(dǎo)引段引入帶速度修正的比例導(dǎo)引,在進(jìn)行速度控制的同時(shí)滿足落點(diǎn)、落角等約束。仿真結(jié)果表明,落點(diǎn)、落角控制較好,同時(shí)速度控制精度在速度控制量的2.5%以內(nèi),對再入點(diǎn)參數(shù)及飛行環(huán)境等擾動(dòng)具有很好的適應(yīng)性,具有較強(qiáng)的工程應(yīng)用價(jià)值。

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【部分圖文】：

圖1軌跡模式示意圖

基于此飛行模式,可將飛行軌跡分為末制導(dǎo)速度導(dǎo)引段和末制導(dǎo)位置導(dǎo)引段,其軌跡模式如圖1所示。為滿足落點(diǎn)、落角約束的同時(shí)實(shí)現(xiàn)大速域的控制要求,末制導(dǎo)軌跡采用分段導(dǎo)引策略。其中,速度導(dǎo)引段進(jìn)行速度、高度的攝動(dòng)導(dǎo)引,對大部分速度進(jìn)行管理;位置導(dǎo)引段引入帶速度修正的比例導(dǎo)引,在進(jìn)行速度控制....

圖2飛行器俯仰平面和轉(zhuǎn)彎平面示意圖

以飛行器質(zhì)心、地心和目標(biāo)點(diǎn)確定射面,通過定義俯仰平面和轉(zhuǎn)彎平面來描述飛行器的運(yùn)動(dòng)。如圖2所示,過飛行器質(zhì)心、地心和目標(biāo)點(diǎn)T的平面即俯仰平面,與俯仰平面垂直且過飛行器質(zhì)心和目標(biāo)點(diǎn)連線的平面即轉(zhuǎn)彎平面。圖2中:V為速度矢量;γD為速度在俯沖平面內(nèi)的方位角;λD為視線角;ηD為速度方向....

圖3高度-航程變化飛行剖面

速度導(dǎo)引段的高度-航程、速度-航程飛行剖面分別如圖3和圖4所示。圖4速度-航程變化飛行剖面

圖4速度-航程變化飛行剖面

圖3高度-航程變化飛行剖面速度導(dǎo)引段基于再入點(diǎn)高度進(jìn)行高度-航程、速度-航程飛行剖面的自適應(yīng)校正,校正方法見3.1.2節(jié),其再入仿真條件及約束如表3所示。

本文編號：3911074