CN104978489B - 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 - Google Patents
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Abstract
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***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***的指标要求,减小伺服***重量,增加控制***的设计余量,提升高超声速飞行器的整体性。
Description
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***提出了苛刻的条件,在重量和尺寸的限制下伺服***无法提供大的输出力矩,弹道机动与伺服***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***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。
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Ma和动压q;
c、根据马赫数Ma、飞行攻角α、飞行高度H和升降舵δφ,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CL和阻力系数CD;
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Sref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:
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Ma、飞行攻角α、飞行高度H和升降舵δφ,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Cmw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=|Cmw(Ma,Hd,α,δφ)|·qSreflk
下偏差条件下的铰链力矩:M-1=|Cmw(Ma,Hd,α,δφ(1-ξ))|·qSreflk
上偏差条件下铰链力矩:M+1=|Cmw(Ma,Hd,α,δφ(1+x))|·qSreflk
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αmax和最小飞行攻角αmin,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Cmw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 确定最大攻角
根据 该不等式存在两个解即最大飞行攻角和最小飞行攻角
令 则飞行攻角使用范围为:α∈[αmin,αmax];
其中:ρ0为海平面大气密度,Vf为终端速度,lk为飞行器的参考长度,Sref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,CL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,δφ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~Vn为递增变化,
令V=V0时的飞行攻角α0=αmax;
令V=V1时的飞行攻角α1=αmin+ξ1×i1,
令V=V2时的飞行攻角α2=αmin+ξ2×i2,
依次类推,
令V=Vn时的飞行攻角αn=αmin+ξn×in,
则:当V<V0时,飞行攻角为常值α=αmax;
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:
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:
依次类推,
当Vn-1<V<Vn时,则飞行攻角α在αn-1与αn之间线性插值得到,插值公式如下:
其中: i1,i2,in为整数,i1=0~N1,i2=0~N2,in=0~Nn;N1-Nn为正整数;一般情况下n=2~4,且N1,Nn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***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***的一体化设计,有效降低对伺服***的指标要求,减小伺服***重量,增加控制***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。
Claims (1)
1.一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法,其特征在于包括如下步骤:
第一步,对飞行器初始飞行状态参数赋值,其中,飞行器初始飞行状态参数包括飞行高度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;
其中,第二步包括如下步骤:
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Ma和动压q;
c、根据马赫数Ma、飞行攻角α、飞行高度H和升降舵偏角δφ,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CL和阻力系数CD;
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Sref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:
其中,σ为倾侧角,R0为地球半径、g0为海平面的重力加速度;
f、根据马赫数Ma、飞行攻角α、飞行高度H和升降舵偏角δφ,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Cmw为铰链力矩系数,Cmw(Ma,Hd,α,δφ)表示铰链力矩系数的大小与马赫数Ma、飞行高度H、飞行攻角α及升降舵偏角δφ有关,根据插值气动数据表即可获得对应的力矩系数;
额定条件下的铰链力矩:M0=|Cmw(Ma,Hd,α,δφ)|·qSreflk
下偏差条件下的铰链力矩:M-1=|Cmw(Ma,Hd,α,δφ(1-ξ))|·qSreflk
上偏差条件下铰链力矩:M+1=|Cmw(Ma,Hd,α,δφ(1+ξ))|·qSreflk
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,直到终端飞行高度H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
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