[發明專利]基于渦噴發動機的動力增程滑翔飛行器定速巡航調節方法

有效

• 申請號: 202011407029.3
• 申請日: 2020-12-04
• 公開（公告）號: CN112459906B
• 公開（公告）日: 2021-10-15
• 發明（設計）人: 劉俊輝;單家元;孟秀云;王佳楠;賈慶忠
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: F02C9/00
• 分類號: F02C9/00
• 代理公司: 北京正陽理工知識產權代理事務所(普通合伙) 11639
• 代理人: 張利萍

1.基于渦噴發動機的動力增程滑翔飛行器定速巡航轉速指令調節方法，其特征在于：具體實現步驟如下：

步驟一、獲取巡航階段組合導航系統輸出的彈體系下的軸向過載A_bx，側向過載A_bz，法向過載A_by，地面系下彈體俯仰角滾轉角γ和偏航角滾轉角速度ω_x，東北天坐標系下三方向的速度V_x、V_y和V_z以及飛行海拔高度H；

所述組合導航系統輸出的彈體系的過載A_bx、A_bz和A_by為除去重力以外的氣動力和推力作用下的過載值；

步驟二、計算得到地面系下導彈飛行加速度A_x，計算公式如下：

步驟三、計算得到飛行彈道傾角θ；

步驟四、計算得到近似馬赫數pseudoMa；具體為：

其中，V合成速度、T_m為中間變量、V_s為聲速；

步驟五、以標稱巡航速度Ma₀為基準計算獲得發動機標稱折合轉速N_cmd0，具體為：

步驟5.1由平飛時升力與重力平衡得到平衡攻角α₀為

其中W為飛行器所受重力，V₀為巡航飛行設定空速，ρ為當前巡航高度下大氣密度，S為飛行器特征面積，C_l0為零攻角升力系數，C_lα為單位攻角變化引起的升力系數變化；

步驟5.2通過二維線性插值得到平衡攻角飛行下，飛行器阻力系數；

C_d＝f_cd(Ma₀,α₀)

f_cd為二維線性插值函數；

步驟5.3利用推力與阻力平衡計算得到平飛需用推力T_R；

步驟5.4利用發動機折合轉速與發動機推力之間的關系插值得到平飛標稱折合轉速N_cmd0；

N_cmd0＝f_Ncmd(T_R)

f_Ncmd為一維線性插值函數；

步驟六、在導彈巡航段初始時刻根據導彈投放點海拔高度H_t0、設定的巡航海拔高度H_cruise和目標點海拔高度H_m，確定初始發動機轉速N_cmd，具體為：

若巡航高度H_cruise大于預定高度H_cruise0，那么

N_cmd＝N_cmd0-floor((H_t0-H_cruise)/M₁)*k₁

否則，

N_cmd＝N_cmd0-floor((H_t0-H_cruise)/M₂)*k₂

其中floor為取整函數，M₁,M₂和k₁,k₂為系數；

步驟七、計算得到導彈實際巡航階段的加速度acc_cruise；

acc_cruise＝A_x-g*sin(θ)

其中g為重力常數；

步驟八、彈載計算機記錄發動機轉速調節時刻T_i(i＝0、1、2、...)，當T_i-T_i-1大于發動機轉速調節間隔時間ΔT時，判斷當前飛行器巡航加速度acc_cruise和飛行偽馬赫數pseudoMa是否滿足|acc_cruise|＞ε_a或|pseudoMa-Ma₀|＞ε_M，其中ε_a與ε_M為預設的加速度和馬赫數閾值，若滿足則將發動機轉速調節標志位N_Cmd_adap置為1，并記錄當前加速度acc_cruise；

步驟九、判斷當前滾轉角速度絕對值|ω_x|是否大于預設的滾轉角速度閾值ω_ε，若大于，將滾轉標志roll_flag置為1，否則將滾轉標志roll_flag置為0；

步驟十、若發動機轉速調節標志位N_Cmd_adap為1且滾轉標志位roll_flag為0，則根據步驟八記錄的導彈當前飛行加速度以及飛行馬赫數與期望飛行馬赫數Ma_d偏差分段確定發動機轉速指令，具體為：

N_cmd＝N_cmdlast-floor(acc_cruise*M₃)*k₃-floor((pseudoMa-Ma_d)*M₄)*k₄

其中，N_cmdlast為上一步轉速指令，M₃,M₄和k₃,k₄為系數；

通過上述步驟的操作，即得到動力增程滑翔飛行器定速巡航渦噴發動機轉速調節值N_cmd；實現飛行器在一定速度范圍內的定速巡航。

2.如權利要求1所述的方法，其特征在于：所述組合導航系統為GPS和INS組合導航系統。