一种适用于滑翔飞行器的下压弹道攻角剖面确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种高超声速滑翔飞行器制导控制系统，尤其涉及一种适用于滑翔飞 行器的下压弹道攻角剖面确定方法。
【背景技术】
[0002] 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。
[0003] 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，弹道机动与伺服系统的最大能力存在突出矛盾。
[0004] 本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种滑翔飞行器下压弹道的攻角 剖面确定方法，该方法能够确定下压过程的攻角可用范围，并在此基础上设计了一种攻角 与速度的参数化模型，可基于此参数化模型迭代优化设计降级铰链力矩的下压弹道，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技术途径， 进而有效降低对伺服系统的指标要求，提升高超声速飞行器的整体性。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提出一种滑翔飞行器下压弹道的攻角剖面确定方法。
[0006] 为解决现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种适用于滑翔飞行器的下压弹 道攻角剖面确定方法，包括如下步骤：
[0007] 步骤一，下压初始参数设定；
[0008] 步骤二，计算下压段所允许的最大飞行攻角和最小飞行攻角，确定下压段飞行攻 角实用范围；
[0009] 步骤三，设定下压段的飞行攻角与速度剖面。
[0010] 优选的，所述下压初始参数为下压交班点弹道参数，包括交班点高度Htl、弹道倾角 和交班对地速度Vp
[0011] 优选的，对升降舵铰链力矩系数Cmw的特性进行分析，确定攻角的使用范围，采用 如下原则确定攻角范围：
确定最大攻角CcJix . 5 1 5 该不等式存在两个解即 最大飞行攻角C^ax和最小飞行攻角丨
[0014]
,则飞行攻角使用范围为：
[0015] 紅[Hx], ?
[0016] 其中：P C1为海平面大气密度，Vf为终端速度，I k为飞行器的参考长度，S 为飞行 器的特征面积，为允许的最大铰链力矩，<ax为允许的最大过载，Q为升力系数、C 阻力系数、Cmw为升降舵铰链力矩系数，Ma为飞行马赫数，Hd为飞行高度，α为攻角，δ 4为 升降舵。
[0017] 优选的，所述步骤三的具体方法为：
[0018] 将下压段的速度分为η段，速度％~Vn为递增变化，
[0019] 令V = V。时的飞行攻角α ?= α
[0020] 令V = V1 时的飞行攻角 α 1= α wn+ξ
[0021] 令V = V2时的飞行攻角 α 2= a -+C2Xi2,
[0022] 依次类推，
[0023] 令 V = Vn时的飞行攻角 α "= a .+ InXin,
[0024] 则：当V〈V。时，飞行攻角为常值α = α
[0025] 当^〈'时，飞行攻角α在a# a i之间线性插值得到，插值公式如下：
[0026] 当义"^时，飞行攻角a在a占 a 2之间线性插值得到，插值公式如下：
[0027] 依次类推，
[0028] 当，则飞行攻角a在a ^与a n之间线性插值得到，插值公式如下：
"，i2, in为整数， Ii1= 0~N p i2= 0~N2，in= 0~Νη;Ν 1;Ν2，~Nn为正整数；一般情况下η = 2~4,且 \N2，~Nn为小于10的正整数。
[0031] 本发明的下压弹道攻角剖面设计方法通过确定下压段飞行攻角使用范围，并在此 基础上设计了飞行攻角a与速度的剖面的参数化模型，为从弹道上最大限度地降低对铰 链力矩的需求，迭代优化设计最小铰链力矩弹道、实现实现弹道、制导、姿控系统的一体化 设计提供了可行的技术途径。
【附图说明】
[0032] 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：
[0033] 图1是滑翔飞行器下压弹道攻角剖面确定方法流程图；
[0034] 图2是下压弹道确定方法的攻角剖面。
【具体实施方式】
[0035] 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。
[0036] 步骤一，设定下压交班点弹道参数，其中包括交班点高度Htl、弹道倾角和交班对 地速度V tl，所述交班点高度Htl、弹道倾角和交班对地速度Vtl用于后续步骤V = V ^时的迭 代计算的初始值；
[0037] 步骤二，计算下压段所允许的最大飞行攻角α_和最小飞行攻角a min，确定飞行 攻角使用范围，具体方法为：
[0038] 对升降舵铰链力矩系数Cmw的特性进行分析确定攻角的使用范围，采用如下原则 确定攻角范围：
[0039] 根据 确定最大攻角af x.
[0040] 根据 该不等式存在两个解<m即 最大飞行攻角C^ax和最小飞行攻角aCm丨
[0041] ,
，则飞行攻角使用范围为：
[0042] 其中：P C1为海平面大气密度，Vf为终端速度，I k为飞行器的参考长度，S 为飞行 器的特征面积，为允许的最大铰链力矩，^iax为允许的最大过载，Q为升力系数、Cd为 阻力系数、Cmw为升降舵铰链力矩系数，Ma为飞行马赫数，Hd为飞行高度，α为攻角，δ 4为 升降舵；
[0043] 步骤三，设计下压段的飞行攻角α与速度的剖面，具体方法为：
[0044] 将下压段的速度分为η段，速度％~V η为递增变化，
[0045] 令V = V。时的飞行攻角α ?= α
[0046] 令￥ = ￥1时的飞行攻角（11=(111^+|1\；[ 1，
[0047] 令V = V2时的飞行攻角α 2= α _+ ξ 2Χ "，
[0048] 依次类推，
[0049] 令V = Vn时的飞行攻角α "= α
[0050] 则：当V〈V。时，飞行攻角为常值α = α
[0051] 当％〈￥〈'时，飞行攻角α在（^与a i之间线性插值得到，插值公式如下：
[0052] 当，飞行攻角α在α 1与α 2之间线性插值得到，插值公式如下：
[0053] 依次类推，
[0054] 当，则飞行攻角α在α ^与α n之间线性插值得到，插值公式如下：
"，i2, in为整数， Ii1= 0~N p i2= 0~N2，in= 0~Νη;Ν 1;Ν2，~Nn为正整数；一般情况下η = 2~4,且 \N2，~Nn为小于10的正整数。
[0057] 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。
【主权项】
1. 一种适用于滑翔飞行器的下压弹道攻角剖面确定方法，其特征在于：包括如下步 骤： 步骤一，下压初始参数设定； 步骤二，计算下压段所允许的最大飞行攻角和最小飞行攻角，确定下压段飞行攻角实 用范围； 步骤三，设定下压段的飞行攻角与速度剖面。2. 如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述下压初始参数为下压交班点弹道参数， 包括交班点高度Htl、弹道倾角Θ ^和交班对地速度V P3. 如权利要求1所述的方法，其特征在于所述步骤二的具体方法为： 对升降舵铰链力矩系数Cmw的特性进行分析，确定攻角的使用范围，采用如下原则确定 攻角范围：即最 大飞行攻角a Jc和最小飞行攻角α=η丨则飞行攻角使用范围为： 其中：P 〇为海平面大气密度，V f为终端速度，I k为飞行器的参考长度，S 为飞行器的 特征面积，为允许的最大铰链力矩，ACax为允许的最大过载，Q为升力系数、c D为阻力 系数、Cmw为升降舵铰链力矩系数，Ma为飞行马赫数，Hd为飞行高度，α为攻角，δ φ为升降 舵偏角，Cmw(Ma，Hd，α，δ J表示升降舵铰链力矩系数的大小与马赫数、高度、攻角及升降舵 偏角有关。4. 如权利要求1所述的方法，其特征在于所述步骤三的具体方法为： 将下压段的速度分为η段，速度Vci- V n为递增变化， 令V=Vtl时的飞行攻角a Cl=Cimax; 令V=V1时的飞行攻角a FamiJC1Xi1, 令V=V2时的飞行攻角a 2= a 依次类推， 令V=Vn时的飞行攻角a n=amin+|nXin， 贝IJ :当V〈VQ时，飞行攻角为常值a=a max; 当％〈￥〈'时，飞行攻角α在α ^与a i之间线性插值得到，插值公式如下：当，飞行攻角α在α 1与α 2之间线性插值得到，插值公式如下：依次类推， 当VJVOjt，则飞行攻角α在α η_Α α n之间线性插值得到，插值公式如下：L，i2, 1为整数， Ii1=O~N1, i2=0~N2, in=0~Nn;N η N2,~Nn为正整数；一般情况下n=2~4,且N η N2,~Nn 均为小于10的正整数。
【专利摘要】本发明涉及一种滑翔飞行器下压弹道的攻角剖面确定方法，包括如下步骤：步骤一，下压初始参数设定；步骤二，计算下压段所允许的最大飞行攻角和最小飞行攻角，确定下压段飞行攻角实用范围；步骤三，设定下压段的飞行攻角与速度剖面。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技术途径，进而有效降低对伺服系统的指标要求，提升高超声速飞行器的整体性。
【IPC分类】B64D7/00
【公开号】CN104973250
【申请号】CN201510382142
【发明人】杨业, 马卫华, 包为民, 黄万伟, 祁振强, 禹春梅, 唐海红, 吴浩
【申请人】北京航天自动控制研究所
【公开日】2015年10月14日
【申请日】2015年7月2日