一种高超声速滑翔飞行器下压段能量管理方法技术

本发明专利技术提供一种高超声速滑翔飞行器下压段能量管理方法，其具体步骤如下：步骤一、模型建立及简化；步骤二、解析推导；步骤三、生成标称轨迹；步骤四、跟踪标称轨迹；步骤五、速度控制；通过以上步骤，能使飞行器在到达终端期望位置的同时满足终端速度约束，从而实现能量管理的目标；该方法科学，实用性强，且具有较好的鲁棒性，解决了现有的高超声速滑翔飞行器能量管理难题。管理难题。管理难题。

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速滑翔飞行器下压段能量管理方法


[0001]本专利技术提供一种高超声速滑翔飞行器下压段能量管理方法，它是一种高超声速滑翔飞行器在下压段进行大范围减速并到达预定位置的方法，适用于临近空间高超声速飞行器，属于航空航天；制导与控制技术；轨迹规划领域。

技术介绍

[0002]下压段是高超声速飞行器在飞行过程中的最后阶段，由于飞行器在下压段飞行之前刚刚结束了在大气层内的高空高速长时间滑翔飞行，因此飞行器在下压段开始时具有较高飞行高度和速度。下压段的目的是使飞行器成功命中目标并且满足各种复杂的过程约束和严格的终端约束，其中终端速度约束是飞行器完成飞行任务的重要保证，因此飞行器在下压段飞行时首先需要进行能量管理以大幅降低飞行速度。
[0003]高超声速滑翔飞行器不受推力作用，其速度变化与飞行轨迹密切相关，因此其能量管理问题可视为一轨迹规划问题。由于高超声速飞行器在飞行过程中受到热流、动压、过载等诸多严格的约束条件，因此该类型飞行器的轨迹规划难度很大，一般将轨迹规划问题转化为最优控制问题，使用数值优化软件包进行求解，这种方法得到的飞行轨迹具有最优性，但是数值求解时间长、效率差，并且缺少飞行力学原理的直观解释，导致该方法在工程应用领域认可度较低。因此研究通用性强、便捷的下压段能量管理方法成为各国临近空间高超声速飞行器领域研究的重点和难点问题。
[0004]综上所述，本专利技术为解决现有高超声速飞行器下压段能量管理难题，通过理论分析确定弹道模式，根据解析推导确定飞行器控制序列，通过数值积分得到标准轨迹，在跟踪标称轨迹的同时进行速度控制从而实现能量管理，具有一定独创性。

技术实现思路

[0005](一)本专利技术的目的
[0006]本专利技术的目的是为了解决上述问题，提出一种高超声速滑翔飞行器下压段能量管理方法，根据飞行力学原理预先设定弹道模式，通过解析推导确定飞行器的攻角、倾侧角控制序列，通过数值积分得到飞行轨迹，在跟踪标称轨迹的同时进行速度控制，以解决现有技术存在的求解效率低、可解释性差等问题，提高飞行器的下压效率。
[0007](二)技术方案
[0008]本专利技术一种高超声速滑翔飞行器下压段能量管理方法，其具体步骤如下：
[0009]步骤一、模型建立及简化；
[0010]建立飞行器动力学模型：
[0011][0012]其中x为目标点与飞行器质心连线在地面上的投影在正东方向上的分量，y为目标点与飞行器质心连线在地面上的投影在正北方向上的分量，z为飞行器的高度，V为飞行器的速度，γ为弹道倾角，ψ为航向角，σ为倾侧角，g为重力加速度，m为飞行器质量；其中弹道倾角γ是速度向量与当地水平面的夹角，航向角ψ是速度向量在当地水平面的投影与正北方向的夹角，顺时针方向旋转为正；L和D分别为升力和阻力，其表达式如下所示：
[0013][0014]其中ρ(z)为大气密度，它是海拔高度z的函数；S
r
为飞行器参考面积，α为攻角，Ma为马赫数，C
L
(α,Ma)和C
D
(α,Ma)分别为升力系数和阻力系数；
[0015]对以上模型做出如下简化：忽略飞行器重力影响，假设飞行器升阻比为常值，大气密度按照指数规律变化(即)，飞行器仅在纵向平面内运动，飞行器倾侧角瞬时反转，从而得到解析推导所使用的数学模型：
[0016][0017]式中：ρ0为海平面处的大气密度(取值为1.225)，C
L
为升力系数，C
D
为阻力系数；
[0018]步骤二、解析推导；
[0019]由于飞行器的阻力D正比于大气密度ρ，而大气密度ρ随高度升高指数衰减，因此飞行器在低空受到的阻力显著增大，故为使飞行器进行大幅度减速，预设弹道模式为：飞行器从初始高度俯冲至低空，再从低空爬升至期望高度并拉平弹道；
[0020]将飞行过程分为两段：第一段从下压段起始点a处俯冲至低空c点处；第二段从c点处爬升至期望终端高度e点处；预设弹道模式如图3所示，其中a
‑
c段为第一段，c
‑
e段为第二段，b、d分别为倾侧反转点；
[0021]根据步骤一得到的数学模型按照预设弹道模式进行理论推导，利用飞行力学原理确定飞行器的攻角、倾侧角的控制策略，根据飞行器初始状态和期望终端状态确定倾侧角第二次反转高度的迭代初值；
[0022]步骤一中假设飞行器倾侧瞬时反转且飞行器仅在纵向平面内运动，因此倾侧角σ只能为0
°
或180
°
，即cos(σ)＝
±
1；
[0023]将(3)式中第二式与第三式相除并积分后可得：
[0024][0025]其中，V0是初始速度，γ0为初始弹道倾角，K为常值升阻比，K＝C
L
/C
D
，当σ为0
°
时取负号，σ为180
°
时取正号；
[0026]将(3)式中第一式与第三式相除并积分可得：
[0027][0028]对于a
‑
c段，飞行器首先以180
°
倾侧角翻身下压至b点，在b点倾侧角反转至0
°
使飞行器拉平轨迹，因此在a
‑
b段，有：
[0029][0030]将上面公式整理可得：
[0031][0032]由γ
c
≈γ
a
≈0，可得：
[0033][0034]对于c
‑
e段，飞行器以倾侧角0
°
拉起至d点，再从d点倾侧反转至180
°
拉平，
[0035]因此飞行器在c
‑
d段有：
[0036][0037]在d
‑
e段，有：
[0038][0039]将式(9)与(10)整理可得：
[0040][0041]由于γ
e
≈γ
c
≈0，可得：
[0042][0043]将式(8)和(12)联立可得：
[0044][0045][0046][0047]其中V
e
、V
a
、ρ
e
、ρ
a
均为已知量，由以上式(13)、(14)、(15)可解得γ
b
和γ
d
；
[0048]确定γ
b
和γ
d
后，由式(7)和(11)可分别解得倾侧角反转点的大气密度ρ
b
和ρ
d
，从而可确定倾侧角第一次反转的高度z
b
和第二次反转的高度z
d
以及飞行轨迹最低点高度z
c
，其中飞行器第二次倾侧反转高度z
d
是步骤三的迭代初值；
[0049]因此得到了飞行器倾侧角的控制策略：飞行器先以180
°...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高超声速滑翔飞行器下压段能量管理方法，其特征在于：具体步骤如下：步骤一、模型建立及简化；建立飞行器动力学模型：其中x为目标点与飞行器质心连线在地面上的投影在正东方向上的分量，y为目标点与飞行器质心连线在地面上的投影在正北方向上的分量，z为飞行器的高度，V为飞行器的速度，γ为弹道倾角，ψ为航向角，σ为倾侧角，g为重力加速度，m为飞行器质量；其中弹道倾角γ是速度向量与当地水平面的夹角，航向角ψ是速度向量在当地水平面的投影与正北方向的夹角，顺时针方向旋转为正；L和D分别为升力和阻力，其表达式如下所示：其中ρ(z)为大气密度，它是海拔高度z的函数；S
r
为飞行器参考面积，α为攻角，Ma为马赫数，C
L
(α,Ma)和C
D
(α,Ma)分别为升力系数和阻力系数；对以上模型做出如下简化：忽略飞行器重力影响，设飞行器升阻比为常值，大气密度按照指数规律变化,即ρ＝ρ0e
‑
βz
，飞行器仅在纵向平面内运动，飞行器倾侧角瞬时反转，从而得到解析推导所使用的数学模型：式中：ρ0为海平面处的大气密度，取值为1.225，C
L
为升力系数，C
D
为阻力系数；步骤二、解析推导；由于飞行器的阻力D正比于大气密度ρ，而大气密度ρ随高度升高指数衰减，因此飞行器在低空受到的阻力显著增大，故为使飞行器进行大幅度减速，预设弹道模式为：飞行器从初始高度俯冲至低空，再从低空爬升至期望高度并拉平弹道；将飞行过程分为两段：第一段从下压段起始点a处俯冲至低空c点处；第二段从c点处爬升至期望终端高度e点处；根据步骤一得到的数学模型按照预设弹道模式进行理论推导，利用飞行力学原理确定
飞行器的攻角、倾侧角的控制策略，根据飞行器初始状态和期望终端状态确定倾侧角第二次反转高度的迭代初值；步骤一中设飞行器倾侧瞬时反转且飞行器仅在纵向平面内运动，因此倾侧角σ只能为0
°
及180
°
中的一个，即cos(σ)＝
±
1；将(3)式中第二式与第三式相除并积分后能得：其中，V0是初始速度，γ0为初始弹道倾角，K为常值升阻比，K＝C
L
/C
D
，当σ为0
°
时取负号，σ为180
°
时取正号；将式(3)中第一式与第三式相除并积分能得：对于a
‑
c段，飞行器首先以180
°
倾侧角翻身下压至b点，在b点倾侧角反转至0
°
使飞行器拉平轨迹，因此在a
‑
b段，有：将上面公式整理能得：由γ
c
≈γ
a
≈0，能得：对于c
‑
e段，飞行器以倾侧角0
°
拉起至d点，再从d点倾侧反转至180
°
拉平，因此飞行器在c
‑
d段有：在d
‑
e段，有：将式(9)与(10)整理能得：
由于γ
e
≈γ
c
≈0，能得：将式(8)和(12)联立能得：将式(8)和(12)联立能得：将式(8)和(12)联立能得：其中V
e
、V
a
、ρ
e
、ρ
a
均为已知量，由以上式(13)、(14)、(15)能解得γ
b
和γ
d
；确定γ
b
和γ
d
后，由式(7)和(11)能分别解得倾侧角反转点的大气密度ρ
b
和ρ
d
，从而能确定倾侧角第一次反转的高度z
b
和第二次反转的高度z
d
以及飞行轨迹最低点高度z
c
，其中飞行器第二次倾侧反转高度z
d
是步骤三的迭代初值；因此得到了飞行器倾侧角的控制策略：飞行器先以180
°
倾侧角下压，当高度到达z
b
时倾侧角反转至0
°
进行爬升，当高度上升至z
d
时倾侧角从0
°
反转至180
°
实现弹道拉平，即由上述推导分析，能得：由式...

【专利技术属性】
技术研发人员：张冉，章浩伟，李惠峰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：