[发明专利]一种滑翔飞行弹道阻尼控制方法

说明书

技术领域

本发明属于航天技术、弹道控制技术领域。具体涉及一种滑翔飞行弹道阻尼控制方法，它给出飞行器平稳滑翔弹道倾角γ^*的求解方法，并在此基础上给出一种能使飞行器平稳滑翔的弹道阻尼控制方法。对于存在滑翔弹道的飞行器，从低速近程的炮弹到长距离再入飞行的高超声速飞行器，此弹道阻尼控制方法均适用。

背景技术

随着计算机技术的发展，人们在研究飞行器再入最远滑行距离问题时，多利用最优控制理论。这种处理方法的最大优点是能够获得满足各种约束条件的最优解，但是问题的求解时间长，不利于对飞行器的实时控制，同时，人们注重对优化算法的研究，但忽视分析飞行器获取最远滑行距离所遵循的物理规律。

Kelley在文献《Boost-Glide Range-Optimal Guidance》中则从物理角度提出，在平面大地的情况下，无动力飞行器要想获得最远滑行距离，气动力系数必须满足最大升阻比的要求，并利用数学理论证明了这一点。Kelley以此为出发点，利用弹道倾角一阶导数为零的特点，给出飞行器在近似平衡滑翔情况下的弹道倾角解析表达式，并提出了一个以飞行器滑行弹道倾角为负反馈信号的滑行制导律，此制导律在平面大地情况下控制飞行器的滑行距离十分接近于最优解。Phillips在文献《Guidance Algorithm for Range Maximization and Time-of-Flight Control of a Guided Projectile》中，将此制导律应用到制导火箭弹的中制导规律上，扩展火箭弹的射程。但是，此制导律并没有考虑地球曲率和飞行器气动力系数随马赫数变化的影响，在高超声速背景下的应用效果则略有逊色。

飞行器为获得最远滑翔距离，需要保持最大升阻比要求，攻角近似保持在常值，而此时的飞行器滑翔弹道有微弱的长周期振荡(Phugoid Oscillations)，这也是优化方法所寻找的最优解结果。虽然弹道振荡周期很长，但这对于高超声速飞行器来说，仍然会给再入飞行带来不确定性因素，因此需要加以抑制或者消除。而对于低速近程的飞行器来说，则可以利用长周期振荡来控制弹道形状，提高飞行器机动能力。

发明内容

一、发明目的：为使得本发明的方法具有普适性，首先在考虑地球曲率的球形大地的背景下，证明飞行器要想获得最远滑行距离，气动力系数仍需满足最大升阻比要求。在此基础上，本发明分析飞行器获取最远滑行距离所遵循的物理规律，给出一个关键的参数——平稳滑翔弹道倾角γ^*的求解方法。之后本发明利用此参数，给出能使得飞行器实现平稳滑翔(Steady Glide,SG)的制导方案，是一种弹道阻尼控制方法。当然，对于存在滑翔弹道的飞行器，从低速近程的炮弹到长距离再入飞行的高超声速飞行器，此弹道阻尼控制方法均适用。

二、技术方案：

本发明给出的是一种飞行器滑翔飞行的弹道阻尼控制方法，该技术方法具体步骤如下：

步骤一：考虑地球曲率的影响，不考虑地球自转的影响，研究飞行器滑翔的三自由度运动学方程，给出飞行器无动力滑行最远距离条件；理论上飞行器以最大升阻比滑行时，将获得十分接近于最优解的滑行距离。

其中，“考虑地球曲率”，使得本发明的制导方法适用于高超声速飞行器的远距离滑翔情形，同时也适用于低速近程情形。“不考虑地球自转”是由于飞行器三自由度动力学方程中的地球自转项对飞行器运动分析影响很小，考虑地球自转时会带来不必要麻烦。飞行器的气动力模型事先由数值仿真和风洞试验得到，因此飞行器在实际飞行时可以根据当前的位置及速度信息得到维持“最大升阻比”飞行所需要的攻角等指令。

步骤二：在已知大气模型以及飞行器气动力模型基础上，对平稳滑翔下的飞行器纵向平面受力分析，求取平稳滑翔弹道倾角γ^*。

其中，“大气模型”指的是公开文献中的大气模型，如1976年美国航空宇航局所制定的美国标准大气模型USSA76；在不考虑地球自转影响时，分析飞行器受力可得