一種適用于滑翔飛行器的下壓彈道攻角剖面確定方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種高超聲速滑翔飛行器制導(dǎo)控制系統(tǒng)，尤其涉及一種適用于滑翔飛 行器的下壓彈道攻角剖面確定方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 以下對本發(fā)明的相關(guān)技術(shù)背景進(jìn)行說明，但這些說明并不一定構(gòu)成本發(fā)明的現(xiàn)有 技術(shù)。
[0003] 高超聲速飛行器依靠氣動力實(shí)現(xiàn)彈道下壓，為提高飛行器的突防能力，要求的終 端速度較大，使得飛行過程中的最大動壓達(dá)到百萬帕量級甚至更高，這直接導(dǎo)致鉸鏈力矩 突出，對伺服系統(tǒng)提出了苛刻的條件，彈道機(jī)動與伺服系統(tǒng)的最大能力存在突出矛盾。
[0004] 本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種滑翔飛行器下壓彈道的攻角 剖面確定方法，該方法能夠確定下壓過程的攻角可用范圍，并在此基礎(chǔ)上設(shè)計了一種攻角 與速度的參數(shù)化模型，可基于此參數(shù)化模型迭代優(yōu)化設(shè)計降級鉸鏈力矩的下壓彈道，從彈 道設(shè)計上為實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器彈道、制導(dǎo)、姿控系統(tǒng)的一體化優(yōu)化設(shè)計提供了技術(shù)途徑， 進(jìn)而有效降低對伺服系統(tǒng)的指標(biāo)要求，提升高超聲速飛行器的整體性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于提出一種滑翔飛行器下壓彈道的攻角剖面確定方法。
[0006] 為解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的技術(shù)問題，本發(fā)明提供一種適用于滑翔飛行器的下壓彈 道攻角剖面確定方法，包括如下步驟：
[0007] 步驟一，下壓初始參數(shù)設(shè)定；
[0008] 步驟二，計算下壓段所允許的最大飛行攻角和最小飛行攻角，確定下壓段飛行攻 角實(shí)用范圍；
[0009] 步驟三，設(shè)定下壓段的飛行攻角與速度剖面。
[0010] 優(yōu)選的，所述下壓初始參數(shù)為下壓交班點(diǎn)彈道參數(shù)，包括交班點(diǎn)高度Htl、彈道傾角 和交班對地速度Vp
[0011] 優(yōu)選的，對升降舵鉸鏈力矩系數(shù)Cmw的特性進(jìn)行分析，確定攻角的使用范圍，采用 如下原則確定攻角范圍：
確定最大攻角CcJix . 5 1 5 該不等式存在兩個解即 最大飛行攻角C^ax和最小飛行攻角丨
[0014]
,則飛行攻角使用范圍為：
[0015] 紅[Hx], ?
[0016] 其中：P C1為海平面大氣密度，Vf為終端速度，I k為飛行器的參考長度，S 為飛行 器的特征面積，為允許的最大鉸鏈力矩，<ax為允許的最大過載，Q為升力系數(shù)、C 阻力系數(shù)、Cmw為升降舵鉸鏈力矩系數(shù)，Ma為飛行馬赫數(shù)，Hd為飛行高度，α為攻角，δ 4為 升降舵。
[0017] 優(yōu)選的，所述步驟三的具體方法為：
[0018] 將下壓段的速度分為η段，速度％~Vn為遞增變化，
[0019] 令V = V。時的飛行攻角α ?= α
[0020] 令V = V1 時的飛行攻角 α 1= α wn+ξ
[0021] 令V = V2時的飛行攻角 α 2= a -+C2Xi2,
[0022] 依次類推，
[0023] 令 V = Vn時的飛行攻角 α "= a .+ InXin,
[0024] 則：當(dāng)V〈V。時，飛行攻角為常值α = α
[0025] 當(dāng)^〈'時，飛行攻角α在a# a i之間線性插值得到，插值公式如下：
[0026] 當(dāng)義"^時，飛行攻角a在a占 a 2之間線性插值得到，插值公式如下：
[0027] 依次類推，
[0028] 當(dāng)，則飛行攻角a在a ^與a n之間線性插值得到，插值公式如下：
"，i2, in為整數(shù)， Ii1= 0~N p i2= 0~N2，in= 0~Νη;Ν 1;Ν2，~Nn為正整數(shù)；一般情況下η = 2~4,且 \N2，~Nn為小于10的正整數(shù)。
[0031] 本發(fā)明的下壓彈道攻角剖面設(shè)計方法通過確定下壓段飛行攻角使用范圍，并在此 基礎(chǔ)上設(shè)計了飛行攻角a與速度的剖面的參數(shù)化模型，為從彈道上最大限度地降低對鉸 鏈力矩的需求，迭代優(yōu)化設(shè)計最小鉸鏈力矩彈道、實(shí)現(xiàn)實(shí)現(xiàn)彈道、制導(dǎo)、姿控系統(tǒng)的一體化 設(shè)計提供了可行的技術(shù)途徑。
【附圖說明】
[0032] 通過以下參照附圖而提供的【具體實(shí)施方式】部分，本發(fā)明的特征和優(yōu)點(diǎn)將變得更加 容易理解，在附圖中：
[0033] 圖1是滑翔飛行器下壓彈道攻角剖面確定方法流程圖；
[0034] 圖2是下壓彈道確定方法的攻角剖面。
【具體實(shí)施方式】
[0035] 下面參照附圖對本發(fā)明的示例性實(shí)施方式進(jìn)行詳細(xì)描述。對示例性實(shí)施方式的描 述僅僅是出于示范目的，而絕不是對本發(fā)明及其應(yīng)用或用法的限制。
[0036] 步驟一，設(shè)定下壓交班點(diǎn)彈道參數(shù)，其中包括交班點(diǎn)高度Htl、彈道傾角和交班對 地速度V tl，所述交班點(diǎn)高度Htl、彈道傾角和交班對地速度Vtl用于后續(xù)步驟V = V ^時的迭 代計算的初始值；
[0037] 步驟二，計算下壓段所允許的最大飛行攻角α_和最小飛行攻角a min，確定飛行 攻角使用范圍，具體方法為：
[0038] 對升降舵鉸鏈力矩系數(shù)Cmw的特性進(jìn)行分析確定攻角的使用范圍，采用如下原則 確定攻角范圍：
[0039] 根據(jù) 確定最大攻角af x.
[0040] 根據(jù) 該不等式存在兩個解<m即 最大飛行攻角C^ax和最小飛行攻角aCm丨
[0041] ,
，則飛行攻角使用范圍為：
[0042] 其中：P C1為海平面大氣密度，Vf為終端速度，I k為飛行器的參考長度，S 為飛行 器的特征面積，為允許的最大鉸鏈力矩，^iax為允許的最大過載，Q為升力系數(shù)、Cd為 阻力系數(shù)、Cmw為升降舵鉸鏈力矩系數(shù)，Ma為飛行馬赫數(shù)，Hd為飛行高度，α為攻角，δ 4為 升降舵；
[0043] 步驟三，設(shè)計下壓段的飛行攻角α與速度的剖面，具體方法為：
[0044] 將下壓段的速度分為η段，速度％~V η為遞增變化，
[0045] 令V = V。時的飛行攻角α ?= α
[0046] 令￥ = ￥1時的飛行攻角（11=(111^+|1\；[ 1，
[0047] 令V = V2時的飛行攻角α 2= α _+ ξ 2Χ "，
[0048] 依次類推，
[0049] 令V = Vn時的飛行攻角α "= α
[0050] 則：當(dāng)V〈V。時，飛行攻角為常值α = α
[0051] 當(dāng)％〈￥〈'時，飛行攻角α在（^與a i之間線性插值得到，插值公式如下：
[0052] 當(dāng)，飛行攻角α在α 1與α 2之間線性插值得到，插值公式如下：
[0053] 依次類推，
[0054] 當(dāng)，則飛行攻角α在α ^與α n之間線性插值得到，插值公式如下：
"，i2, in為整數(shù)， Ii1= 0~N p i2= 0~N2，in= 0~Νη;Ν 1;Ν2，~Nn為正整數(shù)；一般情況下η = 2~4,且 \N2，~Nn為小于10的正整數(shù)。
[0057] 雖然參照示例性實(shí)施方式對本發(fā)明進(jìn)行了描述，但是應(yīng)當(dāng)理解，本發(fā)明并不局限 于文中詳細(xì)描述和示出的【具體實(shí)施方式】，在不偏離權(quán)利要求書所限定的范圍的情況下，本 領(lǐng)域技術(shù)人員可以對所述示例性實(shí)施方式做出各種改變。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種適用于滑翔飛行器的下壓彈道攻角剖面確定方法，其特征在于：包括如下步 驟： 步驟一，下壓初始參數(shù)設(shè)定； 步驟二，計算下壓段所允許的最大飛行攻角和最小飛行攻角，確定下壓段飛行攻角實(shí) 用范圍； 步驟三，設(shè)定下壓段的飛行攻角與速度剖面。2. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于：所述下壓初始參數(shù)為下壓交班點(diǎn)彈道參數(shù)， 包括交班點(diǎn)高度Htl、彈道傾角Θ ^和交班對地速度V P3. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述步驟二的具體方法為： 對升降舵鉸鏈力矩系數(shù)Cmw的特性進(jìn)行分析，確定攻角的使用范圍，采用如下原則確定 攻角范圍：即最 大飛行攻角a Jc和最小飛行攻角α=η丨則飛行攻角使用范圍為： 其中：P 〇為海平面大氣密度，V f為終端速度，I k為飛行器的參考長度，S 為飛行器的 特征面積，為允許的最大鉸鏈力矩，ACax為允許的最大過載，Q為升力系數(shù)、c D為阻力 系數(shù)、Cmw為升降舵鉸鏈力矩系數(shù)，Ma為飛行馬赫數(shù)，Hd為飛行高度，α為攻角，δ φ為升降 舵偏角，Cmw(Ma，Hd，α，δ J表示升降舵鉸鏈力矩系數(shù)的大小與馬赫數(shù)、高度、攻角及升降舵 偏角有關(guān)。4. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述步驟三的具體方法為： 將下壓段的速度分為η段，速度Vci- V n為遞增變化， 令V=Vtl時的飛行攻角a Cl=Cimax; 令V=V1時的飛行攻角a FamiJC1Xi1, 令V=V2時的飛行攻角a 2= a 依次類推， 令V=Vn時的飛行攻角a n=amin+|nXin， 貝IJ :當(dāng)V〈VQ時，飛行攻角為常值a=a max; 當(dāng)％〈￥〈'時，飛行攻角α在α ^與a i之間線性插值得到，插值公式如下：當(dāng)，飛行攻角α在α 1與α 2之間線性插值得到，插值公式如下：依次類推， 當(dāng)VJVOjt，則飛行攻角α在α η_Α α n之間線性插值得到，插值公式如下：L，i2, 1為整數(shù)， Ii1=O~N1, i2=0~N2, in=0~Nn;N η N2,~Nn為正整數(shù)；一般情況下n=2~4,且N η N2,~Nn 均為小于10的正整數(shù)。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種滑翔飛行器下壓彈道的攻角剖面確定方法，包括如下步驟：步驟一，下壓初始參數(shù)設(shè)定；步驟二，計算下壓段所允許的最大飛行攻角和最小飛行攻角，確定下壓段飛行攻角實(shí)用范圍；步驟三，設(shè)定下壓段的飛行攻角與速度剖面。從彈道設(shè)計上為實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器彈道、制導(dǎo)、姿控系統(tǒng)的一體化優(yōu)化設(shè)計提供了技術(shù)途徑，進(jìn)而有效降低對伺服系統(tǒng)的指標(biāo)要求，提升高超聲速飛行器的整體性。
【IPC分類】B64D7/00
【公開號】CN104973250
【申請?zhí)枴緾N201510382142
【發(fā)明人】楊業(yè), 馬衛(wèi)華, 包為民, 黃萬偉, 祁振強(qiáng), 禹春梅, 唐海紅, 吳浩
【申請人】北京航天自動控制研究所
【公開日】2015年10月14日
【申請日】2015年7月2日