一种基于攻角或倾侧角变频的高超平稳机动滑翔弹道设计方法

摘要

一种基于攻角或倾侧角变频的高超平稳机动滑翔弹道设计方法，它有八大步骤：一、高超声速飞行器再入过程约束建模；二、平稳滑翔攻角走廊的建立；三、平稳滑翔倾侧角走廊的建立；四、平稳机动滑翔参考攻角曲线设计；五、平稳机动滑翔的参考倾侧角曲线设计；六、初始滑翔高度和弹道倾角求解；七、定阻尼微分反馈控制方案；八、平稳机动滑翔弹道的生成。本发明提出了平稳机动滑翔的概念，它是一种新的再入飞行模式，能够兼顾平衡滑翔便于跟踪制导和跳跃滑翔突防能力强的优点，降低了弹道规划的难度。

主权项

一种基于攻角或倾侧角变频的高超平稳机动滑翔弹道设计方法，其特征在于：它包含以下步骤：步骤1：高超声速飞行器再入过程约束建模高超声速飞行器再入过程中要考虑最大热流密度、最大动压和最大过载过程约束，同时攻角和倾侧角也有边界约束，具体如下：$\begin{array}{cc}\stackrel{·}{Q}=k\sqrt{\rho }{V}^3\le {\stackrel{·}{Q}}_{max}& q=\frac{1}{2}{\mathrm{\rho V}}^2\le q_{max}\end{array}$$\begin{array}{ccc}n=\sqrt{L^2+D^2}\le n_{max}& {\alpha }_{\min }\le \alpha \le {\alpha }_{max}& {\sigma }_{\min }\le \left|\sigma \right|\le {\sigma }_{max}\end{array}$式中，为热流密度；为最大热流密度；ρ为大气密度；V为速度；k为飞行器的热流密度常数；q为动压；n为过载；q_max和n_max分别为最大动压和最大过载；α为攻角；σ为倾侧角；α_min、α_max分别为最小攻角、最大攻角；σ_min和σ_max分别为最小倾侧角和最大倾侧角；L和D分别为归一化的升力和阻力；步骤2：平稳滑翔攻角走廊的建立设滑翔段的参考倾侧角绝对值如下所示：|σ_ref|＝f_σ(V)上式中，σ_ref为参考倾侧角，f_σ(V)为速度相关函数，利用平衡滑翔条件得最大热流密度、最大动压和最大过载对应的攻角下界分别为α_Q、α_q和α_n，则攻角走廊的下界为，α_low＝max(α_Q,α_q,α_n,α_min)上式中，α_low为攻角走廊的下界，而攻角走廊的上界则为α_up＝α_max；步骤3：平稳滑翔倾侧角走廊的建立设滑翔段的攻角曲线如下所示，α_ref＝f_α(V)上式中，α_ref为参考攻角，f_α(V)为速度相关函数，利用平衡滑翔条件得最大热流密度、最大动压和最大过载对应的倾侧角绝对值的上界分别为|σ_Q|、|σ_q|和|σ_n|，则倾侧角走廊的上界为，σ_up＝min(|σ_Q|,|σ_q|,|σ_n|,σ_max)上式中，σ_up为倾侧角走廊的上界，而倾侧角走廊的下界则为σ_low＝σ_min；步骤4：平稳机动滑翔参考攻角曲线设计采用多项式函数和三角函数组合设计参考攻角曲线，如下所示：${\alpha }_{ref}=f_{\alpha 1}\left(V\right)+C_{a1}sin(\frac{C_{a2}\pi (V-V_f)}{C_{a3}}+C_{a4})$式中，α_ref为参考攻角曲线；f_α1(V)为以速度为自变量的多项式函数，它决定了参考攻角的均值；C_a1为控制攻角振幅的常数，通常由攻角走廊决定其大小；C_a2为控制攻角振荡频率的常数，是调整平稳机动滑翔飞行模态的主要参数；C_a3为速度常数，C_a3＝V₀‑V_f，其中V₀和V_f分别为滑翔弹道的初始速度和终端速度；C_a4为相位调整常数；步骤5：平稳机动滑翔的参考倾侧角曲线设计与步骤4类似，采用多项式函数和三角函数组合设计参考倾侧角曲线，如下所示：${\sigma }_{ref}=f_{\sigma 1}\left(V\right)+C_{s1}sin(\frac{C_{s2}\pi (V-V_f)}{C_{s3}}+C_{s4})$式中，σ_ref为参考倾侧角曲线；f_σ1(V)为以速度为自变量的多项式函数，它决定了参考倾侧角的均值，进而影响了规划弹道的射程；C_s1为控制倾侧角振幅的常数，通常由倾侧角走廊决定其大小；C_s2为控制倾侧角振荡频率的常数，是调整平稳机动滑翔飞行模态的主要参数；C_s3为速度常数，C_s3＝V₀‑V_f，其中V₀和V_f分别为滑翔弹道的初始速度和终端速度；C_s4为相位调整常数；步骤6：初始滑翔高度和弹道倾角求解根据步骤2和步骤4或者步骤3和步骤5确定的参考攻角和倾侧角，求解平稳机动滑翔弹道的初始高度和弹道倾角，具体如下：$h_{sg}=-\frac{1}{\beta }ln\left(\frac{g-V^2/r-a_{sg}}{k_c{V}^2{C}_{L1}^{*}}\right)$${\gamma }_{sg}=-\frac{(f_a+f_V)(g+a_{sg}-V^2/r)}{K_1^{*}\beta V+K_1^{*}g(f_a+f_V)}---\left(1\right)$上式中，h_sg、γ_sg和a_sg分别为平稳滑翔高度、弹道倾角和纵向加速度；k_c为飞行器的组合常数，k_c＝ρ₀S/(2m)；和分别为参考攻角和倾侧角对应的升力系数纵向分量和升阻比纵向分量；f_a和f_V均为速度相关函数；a_sg为平稳滑翔纵向加速度；步骤7：定阻尼微分反馈控制方案定阻尼微分反馈控制能够使得滑翔弹道快速收敛到平稳滑翔状态，具体如下：$k_2=2{\zeta }_c\sqrt{(g-V^2/r)\beta }-(g-V^2/r)/\left({\mathrm{VK}}_1^{*}\right)$$C_{L1}^{\left(real\right)}=C_{L1}^{*}-\frac{2{\mathrm{mk}}_2{C}_{L1}^{*}}{\rho VS{\mathrm{cos\sigma }}^{*}}(\gamma -{\gamma }_{sg})$上式中，ζ_c为给定的阻尼，通常取ζ_c＝0.707；ρ、g、V、r、γ分别为飞行器当前的大气密度、重力加速度、速度、地心距和弹道倾角；为实际的升力系数纵向分量；γ_sg为参考弹道倾角，由式(1)获得；σ^*为参考倾侧角；为由参考升力系数纵向分量；k₂为微分反馈系数；步骤8：平稳机动滑翔弹道的生成以步骤6获得的初始高度和弹道倾角为积分初值，以步骤7获得的实际升力系数纵向分量为控制变量，进行弹道积分；即获得平稳机动滑翔弹道。