本發(fā)明屬于飛行器制導(dǎo)控制領(lǐng)域，具體涉及變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法。

背景技術(shù)：

1、高超聲速滑翔飛行器以快響應(yīng)、強(qiáng)突防、高毀傷優(yōu)勢(shì)，已成為空天技術(shù)重要發(fā)展方向。面向復(fù)雜對(duì)抗場(chǎng)景下極具代表性的動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊任務(wù)，固定氣動(dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)使高超聲速滑翔飛行器在任務(wù)環(huán)境自適應(yīng)、威脅機(jī)動(dòng)躲避等方面存在一定局限，而可變氣動(dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)下飛行器可利用自身頭部、翼部等部位變化，有效改善氣動(dòng)特性、增強(qiáng)操縱能力，從而提高在對(duì)抗場(chǎng)景下的適應(yīng)性和機(jī)動(dòng)性。因此，變構(gòu)型已成為各國(guó)高超聲速滑翔飛行器的發(fā)展趨勢(shì)之一，而變后掠是典型的變構(gòu)方式之一。針對(duì)動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊任務(wù)下的變后掠高超聲速滑翔飛行器，高精快速制導(dǎo)技術(shù)是保障其完成任務(wù)的關(guān)鍵技術(shù)之一。然而，變后掠為高超聲速滑翔飛行器引入了新的氣動(dòng)特性影響因素，其制導(dǎo)問題面臨挑戰(zhàn)。

2、國(guó)內(nèi)外針對(duì)固定構(gòu)型和變構(gòu)型飛行器的制導(dǎo)問題已開展了一定研究，現(xiàn)有固定構(gòu)型飛行器制導(dǎo)方法通常在固定的攻角假設(shè)下以傾側(cè)角為制導(dǎo)律設(shè)計(jì)變量，對(duì)飛行器的構(gòu)型變化因素未加以考慮；而針對(duì)變構(gòu)型飛行器制導(dǎo)問題研究尚且較少，且一般關(guān)注飛行器再入過程等二維平面內(nèi)靜態(tài)目標(biāo)任務(wù)下的中段制導(dǎo)問題，難以直接推廣解決動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊任務(wù)下變后掠高超聲速滑翔飛行器的制導(dǎo)問題。

3、綜上所述，現(xiàn)有方法針對(duì)動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊、三維制導(dǎo)等因素綜合考慮尚不夠充分，難以利用構(gòu)型變化所提高的氣動(dòng)特性或機(jī)動(dòng)性能進(jìn)行輔助制導(dǎo)。為提高動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊任務(wù)下變后掠高超聲速滑翔飛行器三維制導(dǎo)的精確性和快速性，亟需提出一種新的變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、針對(duì)動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊任務(wù)下變后掠高超聲速滑翔飛行器的三維制導(dǎo)問題，為克服現(xiàn)有方法對(duì)動(dòng)態(tài)目標(biāo)、三維制導(dǎo)等因素綜合考慮尚不充分，難以利用構(gòu)型變化所提高的氣動(dòng)特性或機(jī)動(dòng)性能等局限，本發(fā)明提出一種變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，從動(dòng)態(tài)目標(biāo)快速追擊的角度出發(fā)，選取后掠角、飛行攻角、傾側(cè)角作為制導(dǎo)變量進(jìn)行聯(lián)合設(shè)計(jì)。本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)變后掠高超聲速滑翔飛行器在動(dòng)態(tài)目標(biāo)機(jī)動(dòng)躲避下的快速追擊制導(dǎo)。

2、為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

3、一種變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，包括以下步驟：

4、第一步、開展變后掠高超聲速滑翔飛行器氣動(dòng)分析，利用樣條插值方法獲得與后掠角、飛行攻角、飛行速度相關(guān)的氣動(dòng)參數(shù)數(shù)據(jù)；

5、第二步、基于飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，以后掠角、飛行攻角、傾側(cè)角為變后掠高超聲速滑翔飛行器制導(dǎo)律設(shè)計(jì)變量，推導(dǎo)變后掠高超聲速滑翔飛行器與目標(biāo)飛行器的三維相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程；

6、第三步、在縱向制導(dǎo)方面，基于博弈制導(dǎo)模型設(shè)計(jì)雙方博弈代價(jià)函數(shù)，在微分對(duì)策制導(dǎo)框架下利用自適應(yīng)動(dòng)態(tài)規(guī)劃方法求解變后掠高超聲速滑翔飛行器的虛擬制導(dǎo)變量，插值獲得當(dāng)前最優(yōu)氣動(dòng)性能對(duì)應(yīng)的后掠角和飛行攻角后，基于虛擬制導(dǎo)變量求解傾側(cè)角幅值；

7、第四步、在側(cè)向制導(dǎo)方面，以傾側(cè)角為變后掠高超聲速滑翔飛行器側(cè)向制導(dǎo)變量，在平行接近制導(dǎo)框架下求解參考航向角，基于航向角走廊方法設(shè)計(jì)傾側(cè)角符號(hào)；

8、第五步、聯(lián)合縱向制導(dǎo)方面獲得的后掠角、飛行攻角和側(cè)向制導(dǎo)方面獲得的傾側(cè)角符號(hào)，完成變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)律設(shè)計(jì)。

9、本發(fā)明綜合利用微分對(duì)策博弈、自適應(yīng)動(dòng)態(tài)規(guī)劃等技術(shù)策略，從縱向制導(dǎo)和橫側(cè)向制導(dǎo)兩方面，解決動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊任務(wù)下變后掠高超聲速滑翔飛行器的三維制導(dǎo)問題。

10、本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果在于：

11、針對(duì)動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊任務(wù)下變后掠高超聲速滑翔飛行器的制導(dǎo)問題，現(xiàn)有方法針對(duì)動(dòng)態(tài)目標(biāo)追擊、三維制導(dǎo)問題綜合考慮尚不夠充分，難以利用構(gòu)型變化所提高的氣動(dòng)特性或機(jī)動(dòng)性能進(jìn)行輔助制導(dǎo)。本發(fā)明提出一種變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，選取后掠角、飛行攻角、傾側(cè)角作為制導(dǎo)變量，縱向制導(dǎo)方面，在微分對(duì)策制導(dǎo)框架下利用自適應(yīng)動(dòng)態(tài)規(guī)劃方法求解虛擬制導(dǎo)變量，利用樣條插值方法獲得當(dāng)前飛行速度下最小氣動(dòng)阻力對(duì)應(yīng)的后掠角、飛行攻角，進(jìn)而獲得變后掠高超聲速滑翔飛行器傾側(cè)角幅值；橫側(cè)向制導(dǎo)方面，在平行接近制導(dǎo)框架下基于航向角走廊方法設(shè)計(jì)傾側(cè)角符號(hào)邏輯。本發(fā)明從縱向制導(dǎo)和橫側(cè)向制導(dǎo)兩方面，綜合利用微分對(duì)策博弈、自適應(yīng)動(dòng)態(tài)規(guī)劃等技術(shù)策略，能夠?qū)崿F(xiàn)變后掠高超聲速滑翔飛行器在動(dòng)態(tài)目標(biāo)機(jī)動(dòng)躲避下的追擊制導(dǎo)，且能夠利用變后掠引入的氣動(dòng)性能提升，提高追擊快速性。

技術(shù)特征：

1.變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，其特征在于，包括以下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，其特征在于，所述第一步包括：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，其特征在于，所述第二步中，變后掠高超聲速滑翔飛行器與目標(biāo)飛行器的三維相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程在視線坐標(biāo)系下表示為：

4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，其特征在于，所述第三步包括：

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，其特征在于，所述第四步包括：

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，其特征在于，第五步中，所述后掠角、飛行攻角、傾側(cè)角表達(dá)式為方程（7）、方程（8）和方程（10）。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提出一種變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)方法，屬于飛行器制導(dǎo)控制領(lǐng)域，包括：開展變后掠高超聲速滑翔飛行器氣動(dòng)分析，獲得與后掠角、飛行攻角、飛行速度相關(guān)的氣動(dòng)參數(shù)數(shù)據(jù)；基于飛行運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，推導(dǎo)變后掠高超聲速滑翔飛行器與目標(biāo)飛行器的三維相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程；以后掠角、飛行攻角、傾側(cè)角幅值為縱向制導(dǎo)變量，在微分對(duì)策博弈制導(dǎo)框架下結(jié)合自適應(yīng)動(dòng)態(tài)規(guī)劃方法進(jìn)行求解；以傾側(cè)角為側(cè)向制導(dǎo)變量，在平行接近制導(dǎo)框架下結(jié)合航向角走廊方法設(shè)計(jì)傾側(cè)角符號(hào)；聯(lián)合縱向和側(cè)向制導(dǎo)變量，完成變后掠高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)變構(gòu)博弈制導(dǎo)律設(shè)計(jì)。本發(fā)明可實(shí)現(xiàn)變后掠高超聲速滑翔飛行器在動(dòng)態(tài)目標(biāo)機(jī)動(dòng)躲避下的快速打擊制導(dǎo)。

技術(shù)研發(fā)人員：王恩美,陳澤帥,李弈凡,喬建忠,余翔
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京航空航天大學(xué)杭州創(chuàng)新研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/21