[发明专利]飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法

说明书

本发明是关于一种飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法，属于飞行器制导技术领域，该方法包括以下步骤：根据气动参数建立简化数学模型以及关联比；对飞行器的攻角延迟进行模拟得到攻角跟踪简化模型；根据攻角指令以及攻角跟踪简化模型得到当前攻角估计值，并根据当前攻角估计值以及关联比得到飞行器的俯仰角速率的估计值；根据飞行器俯仰角估计值以及飞行器的飞行速度得到飞行器的飞行高度估计值以及飞行距离估计值；根据俯仰角估计值、飞行高度估计值以及飞行距离估计值得到大角度攻击的攻角平均值以及落角估计值。本发明解决了现有技术中不能通过飞行器风洞实验的特征点气动数据，对飞行器的攻角与落角进行估算的问题。

技术领域

本发明属于飞行器制导领域，主要提供一种飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法。

背景技术

目前有关无人飞行器的轨迹生成研究已经引起了广泛的关注，那么在进行各种高性能快转弯的轨迹中，飞行器所需要的最大攻角是飞行器设计人员最关心的问题之一。因为攻角和过载之间有着密切联系，而飞行器的可用过载往往又是有限的，因此可以攻角也是有限的。那么能否提供足够的攻角来完成某一特定轨迹，也是工程人员在飞行器设计时所关心的首要问题。

飞行器末段大角度攻击由于具有较好的杀伤效果，因此其研究具有较高的军事价值。同时在民用无人飞行器的控制与轨迹生成中，该类大角度轨迹也具有很高的民用价值，如其可以应用于无人飞行器的高楼避障中。而在上述飞行器设计时，往往仅有飞行器风洞实验的特征点气动数据，如何合理利用上述特征点数据进行飞行器末端大角度攻击的设计并估算攻角与落角，就是本发明着力解决的主要问题。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于提供一种飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的不能通过飞行器风洞实验的特征点气动数据，对飞行器的攻角与落角进行估算的问题。

本发明提供了一种飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法，包括以下步骤：

步骤S10，获取飞行器的气动参数，并根据所述气动参数建立简化数学模型以及计算当前攻角与俯仰角速率的关联比；

步骤S20，设计攻角指令，并根据攻角指令以及所述当前攻角对飞行器的攻角延迟进行模拟得到攻角跟踪简化模型；

步骤S30，根据所述攻角指令以及所述攻角跟踪简化模型得到所述当前攻角估计值，并根据所述当前攻角估计值以及所述关联比得到飞行器的俯仰角速率的估计值；

步骤S40，对所述俯仰角速率的估计值进行积分，得到所述飞行器俯仰角估计值；并根据所述飞行器俯仰角估计值以及飞行器的飞行速度得到飞行器的飞行高度估计值以及飞行距离估计值；

步骤S50，根据所述俯仰角估计值、飞行高度估计值以及飞行距离估计值得到大角度攻击的攻角平均值以及落角估计值。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述气动参数建立简化数学模型包括：

其中，α为飞行器的当前攻角，ω_z为飞行器的俯仰角速率，δ_z为飞行器的俯仰舵偏角；为攻角的导数，为俯仰角的角加速度，为俯仰角的导数，θ为飞行器俯仰角；a₂₂、a₂₄、a₂₅、a₃₄、a₃₅为风洞实验所得的与飞行器气动外形相关的气动数据。

在本发明的一种示例实施例中，根据气动参数以及简化数学模型计算攻角与俯仰角速率的关联比包括：