考慮不確定因素影響的飛行走廊計(jì)算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器動(dòng)力學(xué)與制導(dǎo)領(lǐng)域，具體涉及一種考慮不確定因素（飛行器氣 動(dòng)參數(shù)、飛行器質(zhì)量等）影響的飛行走廊計(jì)算方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 高超聲速飛行器、載人飛船等飛行器在返回地球過程中，需要在大氣層內(nèi)進(jìn)行高 超聲速再入飛行，所經(jīng)歷的飛行環(huán)境十分復(fù)雜。為了確保飛行器或乘員的安全，飛行過程中 氣動(dòng)熱、動(dòng)壓、過載等均不能超出飛行器或乘員的最大承受范圍。因此，工程上所采用的再 入制導(dǎo)方法一般需先確定飛行走廊，進(jìn)而在飛行走廊內(nèi)設(shè)計(jì)參考飛行剖面，在實(shí)際飛行過 程中通過跟蹤參考飛行剖面實(shí)現(xiàn)飛行器制導(dǎo)。飛行走廊實(shí)際上是飛行器在飛行過程需滿足 的各種飛行約束條件的交集，是飛行器安全飛行的"通道"。飛行走廊邊界計(jì)算是否準(zhǔn)確，將 影響再入飛行剖面的設(shè)計(jì)和制導(dǎo)的成敗。典型的飛行走廊包括阻力加速度一速度飛行走廊 (簡(jiǎn)稱為D-V飛行走廊）、高度一速度飛行走廊（簡(jiǎn)稱為H-V飛行走廊）等。
[0003] 在飛行器高速飛行過程中，受各種隨機(jī)干擾的影響，實(shí)際的大氣密度及飛行器氣 動(dòng)參數(shù)與理論計(jì)算或試驗(yàn)結(jié)果存在較大偏差，而飛行器質(zhì)量也會(huì)隨著高速飛行過程中飛行 器外表的燒蝕而發(fā)生一定程度的改變。通過分析發(fā)現(xiàn)，飛行器氣動(dòng)參數(shù)、飛行器質(zhì)量等不確 定因素會(huì)影響飛行走廊邊界的計(jì)算，從而影響飛行剖面的設(shè)計(jì)和制導(dǎo)。
[0004] 現(xiàn)有飛行走廊計(jì)算方法一般沒有考慮不確定因素的影響，而是基于確定性條件進(jìn) 行飛行走廊計(jì)算。以D-V投影坐標(biāo)系下的飛行走廊為例，如圖1所示，現(xiàn)有技術(shù)的飛行走廊 計(jì)算方法獲得的飛行走廊中，上邊界分別由駐點(diǎn)熱流密度邊界、過載邊界、動(dòng)壓邊界構(gòu)成， 下邊界由擬平衡滑翔邊界構(gòu)成。由于飛行器氣動(dòng)參數(shù)、飛行器質(zhì)量等存在不確定性，實(shí)際 D-V飛行走廊邊界應(yīng)為圖3所示的"邊界帶"，而"邊界帶"的寬度則取決于各種不確定因素 隨機(jī)變化幅度?？梢?，現(xiàn)有飛行走廊計(jì)算方法所確定的邊界實(shí)際上是不準(zhǔn)確的。因此，在工 程實(shí)際中，在現(xiàn)有方法獲得的飛行走廊內(nèi)進(jìn)行參考飛行剖面設(shè)計(jì)時(shí)，需要人為的留有裕量 (參見圖1)，但裕量取值如何確定，缺乏量化標(biāo)準(zhǔn)，完全依靠工程經(jīng)驗(yàn)，導(dǎo)致通常需要經(jīng)過 多次反復(fù)設(shè)計(jì)才能獲得同時(shí)滿足飛行約束和航程要求的可行參考飛行剖面。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：針對(duì)現(xiàn)有飛行走廊計(jì)算方法沒有考慮不確定因素影 響所帶來的問題，提供一種在設(shè)計(jì)參考飛行剖面時(shí)不需要設(shè)置裕量，能夠避免再入制導(dǎo)時(shí) 反復(fù)設(shè)計(jì)參考飛行剖面的問題的考慮不確定因素影響的飛行走廊計(jì)算方法。
[0006] 為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：
[0007] -種考慮不確定因素影響的飛行走廊計(jì)算方法，包括下述步驟：
[0008] 1)建立各個(gè)飛行約束條件的數(shù)學(xué)描述模型；
[0009] 2)將所述各個(gè)飛行約束條件的數(shù)學(xué)描述模型轉(zhuǎn)換到指定投影坐標(biāo)系，得到由各個(gè) 飛行約束條件的邊界構(gòu)成的確定條件下的飛行走廊模型；
[0010] 3)在所述各個(gè)飛行約束條件的邊界中增加考慮指定參數(shù)的偏差對(duì)飛行走廊邊界 的影響，建立考慮不確定因素影響的飛行走廊模型；
[0011] 4)確定所述考慮不確定因素影響的飛行走廊模型中所述指定參數(shù)的偏差的誤差 特性；
[0012] 5)基于所述指定參數(shù)的偏差的誤差特性計(jì)算所述考慮不確定因素影響的飛行走 廊模型中邊界的誤差范圍，該誤差范圍使得所述飛行走廊模型的邊界形成帶狀的上邊界帶 和下邊界帶；將所述考慮不確定因素影響的飛行走廊模型的上邊界帶的下邊界線、下邊界 帶的上邊界線之間的安全邊界區(qū)域作為最終得到的飛行走廊。
[0013] 優(yōu)選地，所述步驟3)建立考慮不確定因素影響的飛行走廊模型中，考慮不確定因 素影響后各個(gè)飛行約束條件的邊界如式（1)~式（4)所示，其中式（1)為D-V坐標(biāo)系下的 駐點(diǎn)熱流密度約束條件的邊界，式（2)為D-V坐標(biāo)系下的動(dòng)壓約束條件的邊界，式（3)為 D-V坐標(biāo)系下的總過載約束條件的邊界，式（4)為D-V坐標(biāo)系下的擬平衡滑翔約束條件的邊 界；
[0014]
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種考慮不確定因素影響的飛行走廊計(jì)算方法，其特征在于包括下述步驟： 1) 建立各個(gè)飛行約束條件的數(shù)學(xué)描述模型； 2) 將所述各個(gè)飛行約束條件的數(shù)學(xué)描述模型轉(zhuǎn)換到指定投影坐標(biāo)系，得到由各個(gè)飛行 約束條件的邊界構(gòu)成的確定條件下的飛行走廊模型； 3) 在所述各個(gè)飛行約束條件的邊界中增加考慮指定參數(shù)的偏差對(duì)飛行走廊邊界的影 響，建立考慮不確定因素影響的飛行走廊模型； 4) 確定所述考慮不確定因素影響的飛行走廊模型中所述指定參數(shù)的偏差的誤差特 性； 5) 基于所述指定參數(shù)的偏差的誤差特性計(jì)算所述考慮不確定因素影響的飛行走廊模 型中邊界的誤差范圍，該誤差范圍使得所述飛行走廊模型的邊界形成帶狀的上邊界帶和下 邊界帶；將所述考慮不確定因素影響的飛行走廊模型的上邊界帶的下邊界線、下邊界帶的 上邊界線之間的安全邊界區(qū)域作為最終得到的飛行走廊。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的考慮不確定因素影響的飛行走廊計(jì)算方法，其特征在于：所 述步驟3)建立考慮不確定因素影響的飛行走廊模型中，考慮不確定因素影響后各個(gè)飛行 約束條件的邊界如式（1)~式（4)所示，其中式（1)為D-V坐標(biāo)系下的駐點(diǎn)熱流密度約束 條件的邊界，式（2)為D-V坐標(biāo)系下的動(dòng)壓約束條件的邊界，式（3)為D-V坐標(biāo)系下的總過 載約束條件的邊界，式（4)為D-V坐標(biāo)系下的擬平衡滑翔約束條件的邊界；
式（1)中，D(V)為飛行器在飛行速度V下的阻力加速度，0-)為考慮不確定因素影 Simax 響的飛行走廊模型中的駐點(diǎn)熱流密度邊界，&為飛行器的氣動(dòng)參考面積，?為飛行器允 許的最大駐點(diǎn)熱流密度，Cd為飛行器的阻力系數(shù)，Λ C D為不確定因素中的阻力系數(shù)偏差，K h 為預(yù)設(shè)的飛行器相關(guān)常數(shù)，V為飛行器的飛行速度；m為預(yù)設(shè)的常數(shù)參數(shù)，M為飛行器的質(zhì) 量，Λ M為不確定因素中的質(zhì)量偏差；
式（2)中，D(V)為飛行器在飛行速度V下的阻力加速度，為考慮不確定因素影 響的飛行走廊模型中的動(dòng)壓邊界，qmax為飛行器允許的最大動(dòng)壓，S 飛行器的氣動(dòng)參考面 積，Cd為飛行器的阻力系數(shù)，Λ Cd為不確定因素中的阻力系數(shù)偏差，M為飛行器的質(zhì)量，Λ M 為不確定因素中的質(zhì)量偏差；
式（3)中，D(V)為飛行器在飛行速度V下的阻力加速度，為考慮不確定因素影 響的飛行走廊模型中的總過載邊界，Hmax為飛行器允許的最大總過載nmax，g(l為海平面引力 系數(shù)，(^為飛行器的升力系數(shù)，Λ C1為不確定因素中的升力系數(shù)偏差，Cd為飛行器的阻力系 數(shù)，Λ Cd為不確定因素中的阻力系數(shù)偏差；
式（4)中，D(V)為飛行器在飛行速度V下的阻力加速度，Deg(F)為考慮不確定因素影 響的飛行走廊模型中的擬平衡滑翔邊界，g為重力加速度，V為飛行器的飛行速度，r為地 心距，Cd為飛行器的阻力系數(shù)，Λ Cd為不確定因素中的阻力系數(shù)偏差，C1為飛行器的升力系 數(shù)，Λ Q為不確定因素中的升力系數(shù)偏差。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的考慮不確定因素影響的飛行走廊計(jì)算方法，其特征在于，所 述步驟4)的詳細(xì)步驟包括： 4. 1)將所述考慮不確定因素影響的飛行走廊模型中的各個(gè)飛行約束條件的邊界進(jìn)行 泰勒展開并忽略二階以上的小量； 4. 2)根據(jù)所述泰勒展開并忽略二階以上的小量的結(jié)果確定各個(gè)飛行約束條件的邊界 對(duì)應(yīng)的考慮不確定因素影響的絕對(duì)誤差； 4. 3)根據(jù)所述指定參數(shù)的偏差確定各個(gè)飛行約束條件的邊界對(duì)于確定條件下的飛行 走廊模型中對(duì)應(yīng)飛行約束條件的邊界的相對(duì)誤差。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的考慮不確定因素影響的飛行走廊計(jì)算方法，其特征在于：所 述步驟4. 1)進(jìn)行泰勒展開并忽略二階以上的小量后得到的結(jié)果如式（5)~（8)所示，其中 式（5)為駐點(diǎn)熱流密度約束條件的邊界，式（6)為動(dòng)壓約束條件的邊界，式（7)為總過載約 束條件的邊界，式（8)為擬平衡滑翔約束條件的邊界；
式（5)中，D(V)為飛行器在飛行速度V下的阻力加速度，為考慮不確定因素影 響的飛行走廊模型中的駐點(diǎn)熱流密度邊界，&為飛行器的氣動(dòng)參考面積，^max為飛行器允 許的最大駐點(diǎn)熱流密度，Cd為飛行器的阻力系數(shù)，Λ C D為不確定因素中的阻力系數(shù)偏差，K h 為預(yù)設(shè)的飛行器相關(guān)常數(shù)，V為飛行器的飛行速度；m為預(yù)設(shè)的常數(shù)參數(shù)，M為飛行器的質(zhì) 量，Λ M為不確定因素中的質(zhì)量偏差；
式（6)中，D(V)為飛行器在飛行速度V下的阻力加速度，為考慮不確定因素影 響的飛行走廊模型中的動(dòng)壓邊界，qmax為飛行器允許的最大動(dòng)壓，S 飛行器的氣動(dòng)參考面 積，Cd為飛行器的阻力系數(shù)，Λ Cd為不確定因素中的阻力系數(shù)偏差，M為飛行器的質(zhì)量，Λ M 為不確定因素中的質(zhì)量偏差；
式（7)中，D(V)為飛行器在飛行速度V下的阻力加速度，包,,,、(0為考慮不確定因素 影響的飛行走廊模型中的總過載邊界，Hmax為飛行器允許的最大總過載，g 〇為海平面引力系 數(shù)，（^為飛行器的升力系數(shù)，Λ C1為不確定因素中的升力系數(shù)偏差，Cd為飛行器的阻力系 數(shù)，Λ Cd為不確定因素中的阻力系數(shù)偏差；
式（8)中，D(V)為飛行器在飛行速度V下的阻力加速度，及g(F)為考慮不確定因素影 響的飛行走廊模型中的擬平衡滑翔邊界，g為重力加速度，V為飛行器的飛行速度，r為地 心距，Cd為飛行器的阻力系數(shù)，Λ Cd為不確定因素中的阻力系數(shù)偏差，C1為飛行器的升力系 數(shù)，Λ Q為不確定因素中的升力系數(shù)偏差。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的考慮不確定因素影響的飛行走廊計(jì)算方法，其特征在于：所 述步驟4. 2)得到的各個(gè)飛行約束條件的邊界對(duì)應(yīng)的考慮不確定因素影響的絕對(duì)誤差如式 (9)~（12)所示，其中式（9)為駐點(diǎn)熱流密度約束條件邊界的絕對(duì)誤差，式（10)為動(dòng)壓約 束條件邊界的絕對(duì)誤差，式（11)為總過載約束條件邊界的絕對(duì)誤差，式（12)為擬平衡滑翔 約束條件邊界的絕對(duì)誤差；
式（9)中，為考慮不確定因素影響的飛行走廊模型中駐點(diǎn)熱流密度邊界的絕對(duì)誤 差，&為飛行器的氣動(dòng)參考面積，為飛行器允許的最大駐點(diǎn)熱流密度，Λ Cd為不確定因 素中的阻力系數(shù)偏差，M為飛行器的質(zhì)量，Kh為預(yù)設(shè)的飛行器相關(guān)常數(shù)，V為飛行