申请/专利权人：北京航空航天大学

申请日：2021-07-30

公开（公告）日：2024-02-27

公开（公告）号：CN113741509B

主分类号：G05D1/46

分类号：G05D1/46

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.02.27#授权;2021.12.21#实质审查的生效;2021.12.03#公开

摘要：本发明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。

主权项：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ρz为大气密度，它是海拔高度z的函数；Sr为飞行器参考面积，α为攻角，Ma为马赫数，CLα,Ma和CDα,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，CL为升力系数，CD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cosσ＝±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＝CLCD，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γc≈γa≈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γe≈γc≈0，能得： 将式8和12联立能得： 其中Ve、Va、ρe、ρa均为已知量，由以上式13、14、15能解得γb和γd；确定γb和γd后，由式7和11能分别解得倾侧角反转点的大气密度ρb和ρd，从而能确定倾侧角第一次反转的高度zb和第二次反转的高度zd以及飞行轨迹最低点高度zc，其中飞行器第二次倾侧反转高度zd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zb时倾侧角反转至0°进行爬升，当高度上升至zd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17能知，当飞行器升力系数CL增大时，cosγb和cosγb减小，由于因此|γb|、|γd|都会增大，即γd-γb增大，使得Ve降低；故飞行器攻角α越大，升力系数CL越大，终端速度Ve越小，因此飞行器的攻角控制策略为：飞行器始终保持大攻角飞行；步骤三、生成标称轨迹；考虑飞行器倾侧角变化率约束，按照步骤二确定的倾侧第一次反转高度zb、第二次反转高度zd进行数值积分，根据数值积分结果迭代更新zd，当数值积分结果满足终端期望状态时停止迭代，输出标准轨迹；步骤四、跟踪标称轨迹；飞行器在纵向平面内跟踪标称轨迹对应的高度-航程剖面，从而确定纵向需用升力，采用横向比例导引法确定横向需用升力，从而能计算得到攻角指令和倾侧角指令；步骤五、速度控制；根据飞行器当前飞行状态和高度-航程剖面，利用数值积分方法预测飞行器终端速度，再根据终端速度的预测值与期望值的偏差对攻角指令进行修正。

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