[發明專利]一種利用氣動力輔助的超軌道速度飛行技術方法

有效

• 申請號: 201910598021.0
• 申請日: 2019-07-04
• 公開（公告）號: CN110334439B
• 公開（公告）日: 2023-03-31
• 發明（設計）人: 趙吉松;張漢青;龔柏春;胥標;李爽
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;G06F111/04;G06F119/14
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 王慧穎

1.一種利用氣動力輔助的超軌道速度飛行技術方法，其特征在于，所述的方法具體步驟如下：

步驟一、基于高升阻比飛行器，建立飛行器以超軌道速度飛行時的受力平衡圖和飛行動力學模型；

步驟二、基于等高、等速假設，計算飛行器能夠達到的超軌道飛行速度；所述的步驟二具體為：

2.1，根據等高、等速飛行的假設，飛行過程中需要滿足約束dγ/dt＝0和dv/dt＝0，將這兩個約束與方程組(1)相結合可得到如下形式的約束關系式：

由于等高飛行時γ＝0，因而方程(2)和(3)可進一步簡化為：

由方程(4)可知，推力能夠表示為：

將推力表達式(6)代入到式(3)得到如下關系式：

由式(7)可解出飛行器的超軌道速度為：

2.2，根據上述式(8)可知，飛行器的超軌道速度是軌道高度、飛行器的升力系數、阻力系數、參考面積、攻角和質量的函數；通過調整這些參數，即得到不同的超軌道速度；在飛行過程中，飛行器質量會由于燃料消耗而逐漸變小，因而攻角需要進行相應變化，使升力與飛行器質量相匹配；

2.3，為了便于描述超軌道飛行速度的大小，引入軌道速度放大比概念，軌道速度放大比定義為：η＝v/v_o，即飛行器在利用指向地心的氣動力情況下能夠達到的超軌道速度v與忽略氣動力時這一高度對應的軌道速度v_o的比值；

步驟三、基于等高、等速假設，建立超軌道速度飛行器的燃耗計算方法；所述的步驟三具體為：

3.1，當飛行器以等高、等速方式進行超軌道速度飛行時，采用推力平衡氣動阻力；在任意時刻，推力大小由方程(6)確定；假設采用推力可調的液體火箭發動機提供推力抵消氣動阻力，那么飛行器的質量變化率為：

其中：I_sp為發動機的燃料比沖，g₀為海平面重力加速度；

3.2，隨著燃料消耗，飛行器的質量減小，維持等高、等速飛行需要的升力變小，即攻角減小，阻力也相應減小，進而導致需要的推力也隨之減小；在超軌道速度飛行過程中，攻角α通過迭代求解以下非線性方程得出：

3.3，將方程(9)從t₀＝0積分至t_f＝rθ_f/v能夠得到飛行器的燃料消耗，其中θ_f為超軌道速度飛行器需要飛行的航程角，由具體任務給定；

步驟四、針對給定的超軌道速度，采用優化方法求解燃耗最優飛行軌道的參數，即采用優化方法確定燃耗最優的軌道高度和相應的飛行攻角。

2.根據權利要求1所述的一種利用氣動力輔助的超軌道速度飛行技術方法，其特征在于，所述的步驟一，其中氣動升力指向地心，氣動阻力采用推力予以平衡，具體方程如下：在縱向平面內，決定飛行器運動的微分方程組為：

其中：μ為地球引力常數；C_L為飛行器的升力系數；C_D為阻力系數；α為飛行攻角；r為飛行器的質心距離地心的距離；v為飛行器相對地球的速度；θ為飛行航程角；γ為飛行航跡角；S_ref為計算升力和阻力的參考面積；m為飛行器的質量；t為時間；ρ為大氣密度；P為火箭發動機的推力；I_sp為火箭發動機的燃料比沖；g₀為海平面的重力加速度。

3.根據權利要求1所述的一種利用氣動力輔助的超軌道速度飛行技術方法，其特征在于，所述的步驟四中，對于給定的超軌道速度要求，以最省燃料作為目標函數，采用優化方法對軌道高度和飛行攻角進行優化，由于飛行攻角沿軌道連續變化，一旦初始攻角確定，其變化規律可由等高、等速飛行方案解出，因此只需要對軌道高度和初始攻角進行優化。