[发明专利]一种滑翔飞行弹道阻尼控制方法

摘要

一种滑翔飞行弹道阻尼控制方法，它有三大步骤：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；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*；步骤三：在控制指令上加入反馈，引入弹道阻尼控制，是能使飞行器平稳滑翔的制导方法。本发明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。

主权项

一种滑翔飞行弹道阻尼控制方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：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，将获得最优解的滑行距离；其中，“考虑地球曲率”，使得该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，在不考虑地球自转影响时，分析飞行器受力得dγdt=LmV-gcos(γ)V+Vcos(γ)R0+H---(1)]]>式中，γ是飞行器的滑行弹道倾角，t是时间，L是气动升力，m是飞行器的质量，为常值，V是飞行器的滑行速度，g是重力加速度，R0是地球平均半径，大小为6356.766km，H是飞行器的海拔高度；由于飞行器平稳滑翔，因此dγdt≈0---(2)]]>故对(1)式右边求导，即推导即求得平稳滑翔弹道倾角γ*；传统方法求取平稳滑翔弹道倾角时考虑的是一阶导数而这里所给出的求解方法得到的γ*是能够维持飞行器弹道倾角的二阶导数为零的需用弹道倾角，根据此γ*建立的弹道阻尼控制方法在实现上更加的平滑、稳定；步骤三：在控制指令上加入反馈，引入弹道阻尼控制，是能使飞行器平稳滑翔的制导方法；飞行器以最大升阻比飞行时，弹道会有较大的波动，而飞行器在纵平面上受到阻尼力的影响，波动会逐渐衰减，最后仍能收敛到平稳滑翔状态，但是由于弹道倾角γ较小，阻尼力也较小，波动衰减缓慢；在此，根据步骤二中求解出的平稳滑翔弹道倾角γ*，在飞行器指令攻角中，加入攻角反馈项kγ·(γ*‑γ)，通过增加弹道阻尼，使得飞行器快速进入平稳滑翔状态，而弹道阻尼的大小能够控制，因此弹道振荡的大小也可控，从而间接控制飞行器的机动能力。