的標(biāo)準(zhǔn)為滑 翔彈道與禁飛區(qū)中心的距離S radlus是否小于禁飛區(qū)半徑Rncifly，其中Sradlus可由下式預(yù)測：
[0102] Sradius = SrangeSin(ltnofly-lt) (17)
[0103] 上式中，Φ為飛行器的實(shí)際彈道偏角；Sradlus為滑翔彈道與禁飛區(qū)中心的距離; 為禁飛區(qū)中心的方向角，Srange為飛行器與禁飛區(qū)中心的球面距離，兩者定義如圖6所示，表 達(dá)式如下：
[0104] Srange = arccos[sin Φ sin Φ nofiy+cos Φ cos <K0fiyC0s(0-0nofiy)] (18)
[0105]
(19}
[0106] 上式中，Θ和Φ分別為飛行器的當(dāng)前經(jīng)度和煒度；0nQfly和φη?ηγ分別為禁飛區(qū)中心 的經(jīng)度和煒度。若為禁飛區(qū)半徑），表示再入滑翔彈道不會進(jìn)入禁飛區(qū)， 無需進(jìn)行準(zhǔn)自然頻率跳躍機(jī)動突防;S radlUS < Rnclfly則表示再入彈道將進(jìn)入禁飛區(qū)，需要適時(shí) 啟動準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔模態(tài)，啟動的標(biāo)準(zhǔn)為飛行器與禁飛區(qū)邊界的距離Sd lst小于臨界距 尚 Slim。
[0107] 為了使飛行器快速從平穩(wěn)滑翔模態(tài)轉(zhuǎn)換到給定高度振幅的準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔 模態(tài)，可在平穩(wěn)滑翔參考攻角曲線aref的基礎(chǔ)上額外增加 Δα，其中Δα為期望高度振幅所對 應(yīng)的攻角增量，Δα+αΜ可由下面的升力系數(shù)求解獲得。
[0108] qz (20)
[0109] 上式中，C丨:和Clz分別為aref和Δ a+aref所對應(yīng)的升力系數(shù)。
[011 0]此外，在平穩(wěn)滑翔模態(tài)下，飛行器的滑翔彈道阻尼取0.8，可較好的抑制彈道振蕩； 而在準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔模態(tài)下，飛行器的滑翔彈道阻尼則由式（15)確定。
[0111]通過上述5個步驟，按照圖1給出的流程，最終獲得了種平穩(wěn)滑翔/準(zhǔn)自然頻率跳躍 滑翔組合機(jī)動突防彈道規(guī)劃方法。
[0112]實(shí)施案例
[0113]設(shè)初始彈道偏角、初始經(jīng)度、初始煒度、初始速度和終端速度分別取90deg、0deg、 0deg、7000m/s和2000m/s，目標(biāo)經(jīng)煒度如表1所示，禁飛區(qū)1和禁飛區(qū)2的中心經(jīng)煒度分別為 (30deg，0deg)和(90deg，0deg)，半徑均為1000km。
[0114] 表1平穩(wěn)滑翔/準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔組合機(jī)動突防彈道目標(biāo)經(jīng)煒度設(shè)定
[0115]
[0117]則采用上述規(guī)劃流程獲得的結(jié)果如圖7至圖15所示。由圖7至圖8可以看出，規(guī)劃獲 得的彈道滿足終端位置約束，并且在禁飛區(qū)內(nèi)保持振蕩突防形態(tài)。由圖9至圖12可以看出， 規(guī)劃獲得的彈道滿足終端速度約束、動壓約束、熱流密度約束、過載約束。由圖13和圖14可 以看出，規(guī)劃獲得的彈道傾側(cè)角曲線較為光滑，而攻角曲線則變化較大，這是由于本文中采 用攻角來調(diào)整縱向升力系數(shù)分量。若采用傾側(cè)角來調(diào)整縱向升力系數(shù)分量，則攻角曲線會 更加光滑，而傾側(cè)角曲線則變化較大。由圖15則可以看出本文提出的規(guī)劃方法設(shè)計(jì)的阻尼 曲線比較簡單。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種平穩(wěn)滑翔/準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔組合機(jī)動突防彈道規(guī)劃方法，其特征在于:它包 括以下幾個步驟： 步驟1:再入滑翔縱向動力學(xué)建模 忽略地球自轉(zhuǎn)，高超聲速飛行器再入滑翔彈道的縱向運(yùn)動方程，如下所示：上式中，h、v、y分別為再入飛行器的高度、速度、彈道傾角d、分別為再入飛行 器的高度、速度和彈道傾角對時(shí)間的導(dǎo)數(shù);r為從地心至飛行器的徑向距離，與高度的關(guān)系 為h = r-Ro，其中Ro為地球半徑;g為重力加速度； 步驟2:跳躍滑翔彈道高度振幅解析解 定義平穩(wěn)滑翔高度增量和彈道傾角增量分別如下： Λ h = h-hsg............... Λ γ = y-ysg............... 上式中，Δ h和Δ γ分別為平穩(wěn)滑翔高度增量和彈道傾角增量;hsg和γ sg分別為平穩(wěn)滑 翔高度和彈道傾角；由于再入過程中彈道傾角包括平穩(wěn)滑翔彈道傾角為小量，因此假設(shè)sin ysg* ysg，siny ? Y，cosySg?cosY ?1，從而得平穩(wěn)滑翔高度增量和彈道傾角增量的關(guān) 系如下：上式中，kL1為平穩(wěn)滑翔高度相關(guān)的量;仇為指數(shù)大氣模型常數(shù);對上式進(jìn)行積分得：上式中，△ ho和△ γ 〇分別為定義平穩(wěn)滑翔高度增量和彈道傾角增量的初值;上式中若 取Δ γ = 0,則求得高度增量的最大值△ hmax和最小值△ hmin，從而獲得跳躍滑翔彈道高度振 幅解析解； 步驟3:含高度振幅反饋的彈道阻尼控制方法設(shè)計(jì) 在獲得高度振幅的解析解之后，下一步的工作則是對高度振幅進(jìn)行精確控制；由阻尼 影響分析可知，當(dāng)ζ〇>-〇.028時(shí)，高度振幅隨時(shí)間逐漸減??；當(dāng)ζ〇<-0.028時(shí)，高度振幅隨時(shí) 間逐漸增大;當(dāng)ζ^-〇. 028時(shí)，高度振幅幾乎不變，因此，能構(gòu)造如下反饋： ζ〇 = _0.028+kh( I Δ hmin I _Aneed ) *********** 上式中，ζ。為由高度振幅反饋獲得的滑翔彈道阻尼;Aneed為期望高度振幅；I Ahmin|為實(shí) 際預(yù)測振幅;kh為高度相關(guān)常數(shù)，單位為πΓ1;為了防止振幅劇烈變化，同時(shí)避免過阻尼，還需 將上獲得的阻尼進(jìn)行限幅，當(dāng)ζ。大于0.8時(shí)，取(。=0.8;當(dāng)ζ。小于-1時(shí)，取將上帶入 改進(jìn)彈道阻尼控制方法后得高度振幅反饋的彈道阻尼控制方法如下：上式中，CL.為參考縱向升力系數(shù)分量;Cli為縱向升力系數(shù)分量;Krrf為由參考攻角和參 考傾側(cè)角決定的縱向升阻比； 步驟4:平穩(wěn)滑翔參考攻角和傾側(cè)角設(shè)計(jì) 為了使得再入滑翔彈道滿足再入過程約束與終端約束，首先需要設(shè)計(jì)平穩(wěn)滑翔所需的 參考攻角曲線和傾側(cè)角曲線Orrf;參考攻角曲線的設(shè)計(jì)原則是既能滿足飛行任務(wù)所需的 射程覆蓋范圍，又留有啟動準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔所需的攻角調(diào)整余量;在獲得參考攻角曲 線Ctrrf后，利用平衡滑翔條件獲得的傾側(cè)角走廊的上邊界，只要所選擇的參考傾側(cè)角曲線位 于上述走廊內(nèi)，則所獲得的滑翔彈道滿足過程約束；調(diào)整參考傾側(cè)角絕對值的大小能改變 再入滑翔飛行距離，而調(diào)整傾側(cè)角的反轉(zhuǎn)點(diǎn)〖^和^:^則使得滑翔彈道滿足終端經(jīng)煒度約束； 步驟5:準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔模態(tài)切換方案設(shè)計(jì) 當(dāng)飛行器遭遇不可從頂上越過、且無法側(cè)向繞飛的禁飛區(qū)時(shí)，需要采用準(zhǔn)自然頻率跳 躍滑翔進(jìn)行機(jī)動突防;若滑翔彈道與禁飛區(qū)中心的距離Sradlud、于禁飛區(qū)半徑Rncifly，且飛行 器與禁飛區(qū)邊界的距離Sd lst小于臨界距離Slim，則需切換到準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔模態(tài)；此 時(shí)，跳躍滑翔參考攻角為平穩(wěn)滑翔參考攻角曲線a rrf的基礎(chǔ)上額外增加△ α，該△ α為啟動準(zhǔn) 自然頻率跳躍滑翔的攻角增量，由期望高度振幅確定;此外，在平穩(wěn)滑翔模態(tài)下，飛行器的 滑翔彈道阻尼取〇 . 8，能較好的抑制彈道振蕩；而在準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔模態(tài)下，飛行器的 滑翔彈道阻尼高度振幅反饋確定； 通過上述5個步驟，最終獲得了本發(fā)明所述的一種平穩(wěn)滑翔/準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔組合 機(jī)動突防彈道規(guī)劃方法。
【專利摘要】一種平穩(wěn)滑翔/準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔組合機(jī)動突防彈道規(guī)劃方法，它包括以下步驟：1：再入滑翔縱向動力學(xué)建模；2：跳躍滑翔彈道高度振幅解析解；3：含高度振幅反饋的彈道阻尼控制方法設(shè)計(jì)；4：平穩(wěn)滑翔參考攻角和傾側(cè)角設(shè)計(jì)；5：準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔模態(tài)切換方案設(shè)計(jì)；最終獲得了平穩(wěn)滑翔/準(zhǔn)自然頻率跳躍滑翔組合機(jī)動突防彈道規(guī)劃方法。本發(fā)明獲得了解析的再入彈道高度振幅解析表達(dá)式，具有很高的求解精度，實(shí)現(xiàn)了對再入彈道高度振幅的精確控制；控制方法簡單效率高。
【IPC分類】G05B13/04
【公開號】CN105676638
【申請?zhí)枴緾N201610016198
【發(fā)明人】陳萬春, 胡錦川
【申請人】北京航空航天大學(xué)
【公開日】2016年6月15日
【申請日】2016年1月11日