一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法

摘要

本发明涉及一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法，包括：第一步,对飞行器初始飞行状态参数赋值；第二步,基于地理坐标运动模型，计算快速下压飞行弹道，并记录整个飞行过程中的最大铰链力矩最大过载以及终端速度Vf和终端倾角Θf；第三步,采用直接打靶法调整飞行器飞行攻角α，重复第一步、第二步计算快速下压飞行弹道，从中得到铰链力矩最小的标准弹道。该方法从弹道设计上为实现高超声速飞行器弹道、制导、姿控系统的一体化优化设计提供了一种技术途径，跟踪计算得到的最小铰链力矩弹道，可有效降低对伺服系统的指标要求，减小伺服系统重量，增加控制系统的设计余量，提升高超声速飞行器的整体性。

说明书

技术领域

本发明涉及一种高超声速滑翔飞行器控制方法,尤其是涉及一种适用于滑 翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法。

背景技术

以下对本发明的相关技术背景进行说明，但这些说明并不一定构成本发明 的现有技术。

高超声速飞行器依靠气动力实现弹道下压，为提高飞行器的突防能力，要 求的终端速度较大，使得飞行过程中的最大动压达到百万帕量级甚至更高，这 直接导致铰链力矩突出，对伺服系统提出了苛刻的条件，在重量和尺寸的限制 下伺服系统无法提供大的输出力矩，弹道机动与伺服系统的最大能力存在突出 矛盾。

因此，现有技术中需要一种能够解决上述问题的解决方案。

发明内容

本发明的目的在于提出一种最小铰链力矩下压弹道的设计方法，有效缓解 了高动压下压条件下铰链力矩与制导控制需求之间的矛盾。

本发明从弹道、制导、姿控系统的一体化优化设计入手，从弹道上来降低 升降舵铰链力矩的需求，提出了一种最小铰链力矩下压弹道的设计方法，有效 缓解了高动压下压条件下铰链力矩与制导控制需求之间的矛盾。

附图说明

通过以下参照附图而提供的具体实施方式部分，本发明的特征和优点 将变得更加容易理解，在附图中：

图1是最小铰链力矩下压弹道计算流程图。

具体实施方式

下面参照附图对本发明的示例性实施方式进行详细描述。对示例性实施方 式的描述仅仅是出于示范目的，而绝不是对本发明及其应用或用法的限制。

最小铰链力矩下压弹道的打靶计算方法方案如下：

第一步,对飞行器初始飞行状态参数赋值，其中飞行状态参数包括高度 H，经度θ，纬度φ，速度V，弹道倾角Θ，速度方位角ψ；

第二步,基于地理坐标运动模型，采用四阶龙格库塔对时间t进行积分， 计算快速下压飞行弹道，直至整个飞行过程结束，并记录整个飞行过程中的最 大铰链力矩最大过载以及终端速度V_f和终端倾角Θ_f；

第三步,采用直接打靶法调整飞行器飞行攻角α，重复第一步、第二步计 算快速下压飞行弹道，从中得到铰链力矩最小的标准弹道。

第二步具体可分为如下步骤：

a、采用插值的方法根据飞行器当前速度计算当前时刻的飞行攻角α剖面；

b、计算飞行器当前点的马赫数M_a和动压q；

c、根据马赫数M_a、飞行攻角α、飞行高度H和升降舵δ_φ，对气动数据表 进行插值，计算飞行器在当前飞行状态下的升力系数C_L和阻力系数C_D；

d、计算飞行器在当前飞行状态下的升力加速度L和阻力加速度D， 其中S_ref为飞行器参考面积，m为飞行器质量；

e、基于地理坐标运动模型，根据飞行器当前时刻的运动状态进行四阶龙 格库塔积分计算，得到下一时刻的运动状态，运动模型如下：

$\stackrel{·}{H}=V\text{><mi>s</mi><mi>i</mi><mi>n</mi><mi>Θ</mi>}$

$\stackrel{·}{\theta }=\frac{Vcos\Theta sin\psi }{R_0\cos \phi }$

$\stackrel{·}{\phi }=\frac{Vcos\Theta cos\psi }{R_0}$

$\stackrel{·}{V}=-D-g_0·{\left(\frac{R_0}{R_0+H}\right)}^{2}sin\Theta$

$V·\stackrel{·}{\Theta }=Lcos\sigma -g_{0}cos\Theta +\frac{V^{2}cos\Theta }{R_0+H}$

$\stackrel{·}{\psi }=-\frac{Lsin\sigma }{V\cos \Theta }+\frac{{\mathrm{Vcos}}^2\Theta sin\psi tan\phi }{(R_0+H)cos\Theta }$

其中，H为高度，θ为经度，φ为纬度，V为速度,Θ弹道倾角，ψ为速度 方位角，σ为倾侧角；D为阻力加速度，L为升力加速度，R₀为地球半径、 g₀为海平面的重力加速度；

f、根据马赫数M_a、飞行攻角α、飞行高度H和升降舵δ_φ，对气动数据表 进行插值，计算额定条件下和上、下偏差条件下的铰链力矩M₀、M_-1和M₊₁， 将飞行器当前时刻的铰链力矩与当前时刻之前的最大铰链力矩进行比较，获得 较大铰链力矩值，作为飞行起始时刻到当前时刻时间段内的最大铰链力矩；其 中C_mw为铰链力矩系数，根据气动数据表进行查询可获得。

额定条件下的铰链力矩：M₀＝|C_mw(M_a,H_d,α,δ_φ)|·qS_refl_k

下偏差条件下的铰链力矩：M_-1＝|C_mw(M_a,H_d,α,δ_φ(1-ξ))|_·qS_refl_k

上偏差条件下铰链力矩：M_+1＝|C_mw(M_a,H_d,α,δ_φ(1+x))|_·qS_refl_k

其中：ξ由力矩系数偏差和铰链力矩系数的梯度确定；

g、将飞行器当前时刻的过载与当前时刻之前的最大过载进行比较，获得 较大过载值作为飞行起始时刻到当前时刻时间段内的最大过载当前 时刻的过载计算方法为

h、重复步骤a-g，直到终端高度到达设定值时结束积分计算，记录飞行 器飞行过程中最大铰链力矩数值最大过载终端弹道 倾角和速度

其中，第二步的步骤a的具体方法为：

(1)设定下压交班点弹道参数，其中包括交班点高度H₀、弹道倾角Θ₀和 交班对地速度V₀；

(2)计算下压段所允许的最大飞行攻角α_max和最小飞行攻角α_min，确定飞 行攻角使用范围，具体方法为：

对配平条件下的俯仰通道铰链力矩系数C_mw的特性进行分析，获得铰链力矩 系数为零时的最优攻角，确定攻角的使用范围，采用如下原则确定攻角范围：

根据$\frac{1}{2m}{\rho }_0{V}_f^2{S}_{ref}\sqrt{C_L^2\left({\alpha }_N^{\max }\right)+C_D^2\left({\alpha }_N^{\max }\right)}<N_{max}^{*},$确定最大攻角

根据$\frac{1}{2}{\rho }_0{V}_f^2·\left|C_{mw}(M_a,H_d,\alpha ,{\delta }_{\phi })\right|·l_k·S_{ref}<M_{cf}^{*},$该不等式存在两个解即 最大飞行攻角和最小飞行攻角

令${\alpha }_{\min }={\alpha }_M^{\min },{\alpha }_{\max }=\min ({\alpha }_M^{\max },{\alpha }_N^{\max }),$则飞行攻角使用范围为：α∈[α_min,α_max]；

其中：ρ₀为海平面大气密度，V_f为终端速度，l_k为飞行器的参考长度，S_ref为飞行器的特征面积，为允许的最大铰链力矩，为允许的最大过载，C_L为升力系数、C_D为阻力系数、C_mw为升降舵铰链力矩系数，M_a为飞行马赫数，H_d为飞行高度，α为攻角，δ_φ为升降舵；

(3)设计下压段的飞行攻角α与速度的剖面，具体方法为：

将下压段的速度分为n段，速度V₀～V_n为递增变化，

令V＝V₀时的飞行攻角α₀＝α_max；

令V＝V₁时的飞行攻角α₁＝α_min+ξ₁×i₁，

令V＝V₂时的飞行攻角α₂＝α_min+ξ₂×i₂，

依次类推，

令V＝V_n时的飞行攻角α_n＝α_min+ξ_n×i_n，

则：当V＜V₀时，飞行攻角为常值α＝α_max；

当V₀＜V＜V₁时，飞行攻角α在α₀与α₁之间线性插值得到，插值公式如下：

$\alpha \left(V\right)=\frac{\alpha \left(V_1\right)-\alpha \left(V_0\right)}{V_1-V_0}·(V-V_0);$

当V₁＜V＜V₂时，飞行攻角α在α₁与α₂之间线性插值得到，插值公式如下：

$\alpha \left(V\right)=\frac{\alpha \left(V_2\right)-\alpha \left(V_1\right)}{V_2-V_1}·(V-V_1);$

依次类推，

当V_n-1＜V＜V_n时，则飞行攻角α在α_n-1与α_n之间线性插值得到，插值公式如 下：

$\alpha \left(V\right)=\frac{\alpha \left(V_n\right)-\alpha \left(V_{n-1}\right)}{V_n-V_{n-1}}·(V-V_{n-1});$

其中：${\xi }_1=\frac{({\alpha }_{max}-{\alpha }_{min})}{N_1},{\xi }_2=\frac{({\alpha }_{max}-{\alpha }_{min})}{N_2},{\xi }_n=\frac{({\alpha }_{max}-{\alpha }_{min})}{N_n},$i₁，i₂，i_n为整数， i₁＝0～N₁，i₂＝0～N₂，i_n＝0～N_n；N₁-N_n为正整数；一般情况下n＝2～4，且N₁,N_n为小于10的正整数。

本发明下压弹道设计方法中通过直接打靶法实现了铰链力矩最小的飞行 过程，能够从弹道上最大限度地降低对铰链力矩的需求，若控制系统采用最小 铰链标准弹道的跟踪制导方案，可以实现弹道、制导、姿控系统的一体化设计， 有效降低对伺服系统的指标要求，减小伺服系统重量，增加控制系统的设计余 量，提升高超声速飞行器的整体性。

虽然参照示例性实施方式对本发明进行了描述，但是应当理解，本发明并 不局限于文中详细描述和示出的具体实施方式，在不偏离权利要求书所限定的 范围的情况下，本领域技术人员可以对所述示例性实施方式做出各种改变。