一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法技术

本发明专利技术公开了一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，通过受限约束下的基准弹道优化及在线主动翻身控制策略设计，在采用传统滚转姿态系统的基础上，有效降低飞行弹道热环境、合理分散气动热载荷及热防护压力，实现了超远程制导火箭气动热主动缓解控制。本发明专利技术首先通过力

【技术实现步骤摘要】
一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法


[0001]本专利技术属于火箭控制
，具体涉及一种火箭气动热主动缓解控制方法。

技术介绍

[0002]超远程制导火箭具有飞行速度高、覆盖空域广、射程范围宽等典型特点，弹体长时间在大气层内滑翔过程中气动热响应和热载荷问题严重。在典型弹道条件下，弹体I、III象限总加热量之比达到2.5倍以上，头部转捩点、舵前缘、缝隙等热流峰值差异超过150％，这导致传统的被动气动热抑制方法难以适应全射程包线范围内的弹道热环境，且会显著提高热防护材料消耗量和热防护系统重量、成本。

技术实现思路

[0003]为了克服现有技术的不足，本专利技术提供了一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，通过受限约束下的基准弹道优化及在线主动翻身控制策略设计，在采用传统滚转姿态系统的基础上，有效降低飞行弹道热环境、合理分散气动热载荷及热防护压力，实现了超远程制导火箭气动热主动缓解控制。本专利技术首先通过力
‑
热约束下的基准弹道优化，对弹体法向过载和弹体驻点的热流峰值进行有效限制，并基于此设计了在线主动翻身触发时刻和滚转策略；然后通过设计姿态控制系统跟踪此翻身滚转角指令使得弹体I、III象限热环境分散平均，有效降低单侧长时气动加热的压力，实现气动热主动缓解控制。
[0004]本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：
[0005]步骤1：构建力
‑
热约束下的超远程制导火箭基准弹道优化模型；
[0006]将超远程制导火箭弹身驻点热流及总加热量作为限制条件，引入实时法向过载限制，以弹身驻点总加热量最小为目标函数，构建基准弹道优化模型；
[0007]步骤2：弹体首次翻身触发时刻及翻身策略设计；
[0008]制导火箭飞行过程中，根据弹道实时反馈信息，对弹身驻点热流密度函数进行实时计算和动态积分，当积分值触发首次翻身预设条件时，制导火箭按设计的滚转角指令得到首次翻身策略；
[0009]步骤3：弹体二次翻身触发时刻及翻身策略设计；
[0010]在对弹身驻点热流密度函数进行积分过程中，当积分值触发二次翻身预示条件时，制导火箭开始按设计的滚转角指令得到二次翻身策略；
[0011]步骤4：飞行全程主动翻身滚转角指令合成；
[0012]利用步骤2和步骤3中生成的首次翻身和二次翻身策略，按照预先设定的切换过渡函数，进行全程滚转指令合成，得到主动翻身滚转角指令；
[0013]步骤5：翻身滚转角指令跟踪；
[0014]将步骤4中合成的主动翻身滚转角指令带入滚转通道姿态控制系统，根据滚转通道姿态控制系统控制律，生成滚转舵指令。
[0015]进一步地，所述步骤1具体为：
[0016]步骤1
‑
1：构建纵向平面动力学模型，如式(1)所示：
[0017][0018]其中：x和y表示发射系下x向和y向坐标，v和θ分别表示火箭速度和弹道倾角，P为发动机推力，q表示动压，S
M
表示参考面积，R表示地球半径，g
r
＝
‑
fM/r2，fM为地球引力参数，C
x
和C
y
表示阻力系数和升力系数，α表示攻角，m表示制导火箭质量；
[0019]法向过载n
y
公式如下：
[0020][0021]弹身驻点热流函数Q
s
的工程计算公式如下：
[0022][0023]其中：R
s
表示弹身驻点半径，ρ
∞
表示自由来流处大气密度，v
∞
表示自由来流处速度；
[0024]步骤1
‑
2：构建如下包含力
‑
热约束的超远程制导火箭基准弹道优化模型：
[0025][0026][0027]其中：I
Q
表示优化后弹身驻点总加热量，min表示性能指标最小化，s.t.表示受限于，t0和t
f
分别表示积分初始时刻和终止时刻，和分别表示弹身驻点热流峰值上限和总加热量上限，|n
y
|表示法向过载的绝对值，表示法向过载限制；
[0028]步骤1
‑
3：采用优化算法对式(4)进行求解，实现对弹道力
‑
热环境的限制和优化，同时优化后的基准弹道能作为六自由度控制系统的跟踪对象，从而对实飞弹道力
‑
热环境进行预示。
[0029]进一步地，所述步骤2具体为：
[0030]在制导火箭飞行过程中，制导控制系统根据实时反馈信息，对弹身驻点热流函数进行实时积分，并与步骤1中优化得到的驻点总加热量I
Q
进行实时比较，当弹身驻点热流Q
p
积分值满足如下不等式时触发首次翻身：
[0031][0032]其中：c1表示首次翻身设置参数；
[0033]在首次触发时刻t1，制导火箭开始进行首次翻身，翻身策略γ
c0
设计如下：
[0034][0035]其中：T1表示首次翻身持续时间，f1(t)表示首次翻身函数，f1(t)满足如下三个性质：
[0036]①
在t1时刻f1(t)等于0，即f1(t1)＝0；
[0037]②
在t1+T1时刻f1(t)等于180，即f1(t1+T1)＝180；
[0038]③
f1(t)在t1～t1+T1范围内单调连续递增，且在t1和t1+T1时刻f1(t)的导数等于0，即f1′
(t1)＝0和f1′
(t1+T1)＝0；
[0039]其中：f1′
(t)表示f1(t)关于时间的一阶导数；满足上述三个性质的函数f1(t)均能作为首次翻身函数，初步设计时f1(t)取为如下形式：
[0040][0041]进一步地，所述步骤3具体为：
[0042]在对弹身驻点热流函数进行实时积分过程中，当积分值满足如下不等式(8)时触发二次翻身：
[0043][0044]其中：c2表示二次翻身设置参数；
[0045]在二次触发时刻t2，制导火箭开始进行二次翻身，翻身策略γ
c1
设计如下：
[0046][0047]其中：T2表示二次翻身持续时间，f2(t)表示二次翻身函数，f2(t)满足如下三个性质：
[0048]①
在t2时刻f2(t)等于
‑
180，即f2(t2)＝
‑
180；
[0049]②
在t2+T2时刻f2(t)等于0，即f2(t2+T2)＝0；
[0050]③
f2(t)在t2～t2+T2范围内单调连续递减，且在t2和t2+T2时刻f2(t)的导数等于0，即f2′
(t2)＝0和f2′
(t2+T2)＝0；
[0051]其中：f2′
(t)表示f2(t)关于时间的一本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：构建力
‑
热约束下的超远程制导火箭基准弹道优化模型；将超远程制导火箭弹身驻点热流及总加热量作为限制条件，引入实时法向过载限制，以弹身驻点总加热量最小为目标函数，构建基准弹道优化模型；步骤2：弹体首次翻身触发时刻及翻身策略设计；制导火箭飞行过程中，根据弹道实时反馈信息，对弹身驻点热流密度函数进行实时计算和动态积分，当积分值触发首次翻身预设条件时，制导火箭按设计的滚转角指令得到首次翻身策略；步骤3：弹体二次翻身触发时刻及翻身策略设计；在对弹身驻点热流密度函数进行积分过程中，当积分值触发二次翻身预示条件时，制导火箭开始按设计的滚转角指令得到二次翻身策略；步骤4：飞行全程主动翻身滚转角指令合成；利用步骤2和步骤3中生成的首次翻身和二次翻身策略，按照预先设定的切换过渡函数，进行全程滚转指令合成，得到主动翻身滚转角指令；步骤5：翻身滚转角指令跟踪；将步骤4中合成的主动翻身滚转角指令带入滚转通道姿态控制系统，根据滚转通道姿态控制系统控制律，生成滚转舵指令。2.根据权利要求1所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述步骤1具体为：步骤1
‑
1：构建纵向平面动力学模型，如式(1)所示：其中：x和y表示发射系下x向和y向坐标，v和θ分别表示火箭速度和弹道倾角，P为发动机推力，q表示动压，S
M
表示参考面积，R表示地球半径，g
r
＝
‑
fM/r2，fM为地球引力参数，C
x
和C
y
表示阻力系数和升力系数，α表示攻角，m表示制导火箭质量；法向过载n
y
公式如下：弹身驻点热流函数Q
s
的工程计算公式如下：其中：R
s
表示弹身驻点半径，ρ
∞
表示自由来流处大气密度，v
∞
表示自由来流处速度；步骤1
‑
2：构建如下包含力
‑
热约束的超远程制导火箭基准弹道优化模型：
其中：I
Q
表示优化后弹身驻点总加热量，min表示性能指标最小化，s.t.表示受限于，t0和t
f
分别表示积分初始时刻和终止时刻，和分别表示弹身驻点热流峰值上限和总加热量上限，|n
y
|表示法向过载的绝对值，n
y
表示法向过载限制；步骤1
‑
3：采用优化算法对式(4)进行求解，实现对弹道力
‑
热环境的限制和优化，同时优化后的基准弹道能作为六自由度控制系统的跟踪对象，从而对实飞弹道力
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热环境进行预示。3.根据权利要求2所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述步骤2具体为：在制导火箭飞行过程中，制导控制系统根据实时反馈信息，对弹身驻点热流函数进行实时积分，并与步骤1中优化得到的驻点总加热量I
Q
进行实时比较，当弹身驻点热流Q
p
积分值满足如下不等式时触发首次翻身：其中：c1表示首次翻身设置参数；在首次触发时刻t1，制导火箭开始进行首次翻身，翻身策略γ
c0
设计...

【专利技术属性】
技术研发人员：牛智奇，刘钧圣，李琪，杨树兴，苗劲松，杨云刚，李昊，魏其，裴培，翟英存，庞川博，吕红鹰，马兴普，李晓鹏，张永励，司忍辉，宋宇航，
申请(专利权)人：西安现代控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：