[發(fā)明專(zhuān)利]高超聲速飛行器再入滑翔段軌跡規(guī)劃方法和系統(tǒng)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011522906.1
• 申請(qǐng)日: 2020-12-22
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112256064B
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-03-09
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 宋佳;孫明明;趙凱
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): G05D1/10
• 分類(lèi)號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 北京超凡宏宇專(zhuān)利代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 11463
• 代理人: 安衛(wèi)靜

1.一種高超聲速飛行器再入滑翔段軌跡規(guī)劃方法，其特征在于，應(yīng)用于處于滑翔段的高超聲速飛行器，包括：

建立高超聲速飛行器所在的目標(biāo)坐標(biāo)系；所述目標(biāo)坐標(biāo)系包括：速度坐標(biāo)系，航跡坐標(biāo)系和機(jī)體坐標(biāo)系；

基于所述目標(biāo)坐標(biāo)系，建立所述高超聲速飛行器的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型；

基于所述運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和所述動(dòng)力學(xué)模型，構(gòu)建所述高超聲速飛行器所在滑翔段的人工勢(shì)場(chǎng)和再入走廊；所述人工勢(shì)場(chǎng)包括：引力勢(shì)場(chǎng)和斥力勢(shì)場(chǎng)；所述再入走廊包括：所述高超聲速飛行器在滑翔段飛行過(guò)程中所受到的過(guò)程約束，所述高超聲速飛行器在滑翔段的偽平衡滑翔條件；

基于所述人工勢(shì)場(chǎng)計(jì)算得到所述高超聲速飛行器所受虛擬力，并基于所述虛擬力和所述再入走廊確定所述高超聲速飛行器的滑翔軌跡；

其中，所述引力勢(shì)場(chǎng)的數(shù)學(xué)形式為：；所述斥力勢(shì)場(chǎng)的數(shù)學(xué)形式為：；

U_att為所述引力勢(shì)場(chǎng)，K_att為引力勢(shì)場(chǎng)系數(shù)，L_att為距離增益比例系數(shù)，x為所述高超聲速飛行器的位置坐標(biāo)；x_g為所述高超聲速飛行器所要飛往的目標(biāo)點(diǎn)的位置坐標(biāo)，U_rep為所述斥力勢(shì)場(chǎng)，K_rep為斥力勢(shì)場(chǎng)系數(shù)，K_rep0；d為目標(biāo)障礙物指向所述高超聲速飛行器的向量距離；d₀為預(yù)設(shè)距離常值；所述目標(biāo)障礙物為所述高超聲速飛行器在滑翔段所遇到的障礙物。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述目標(biāo)坐標(biāo)系，建立所述高超聲速飛行器的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型，包括：

基于所述目標(biāo)坐標(biāo)系，建立所述高超聲速飛行器的動(dòng)力學(xué)模型的基本方程為：；m為所述高超聲速飛行器的質(zhì)量，V為所述高超聲速飛行器的速度，F(xiàn)為所述高超聲速飛行器受到的外力，t為時(shí)間；

基于所述目標(biāo)坐標(biāo)系，建立所述高超聲速飛行器的質(zhì)心的坐標(biāo)位置的導(dǎo)航方程，將所述導(dǎo)航方程作為所述運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；

所述導(dǎo)航方程為：V_x，V_y，V_z分別為所述高超聲速飛行器在所述速度坐標(biāo)系下的速度矢量在三個(gè)坐標(biāo)軸上的分量，x，y，z分別為所述高超聲速飛行器的質(zhì)心的三個(gè)位置坐標(biāo)。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述人工勢(shì)場(chǎng)計(jì)算得到所述高超聲速飛行器所受虛擬力，包括：

對(duì)所述引力勢(shì)場(chǎng)進(jìn)行負(fù)梯度求導(dǎo)計(jì)算，得到引力函數(shù)；所述引力函數(shù)的數(shù)學(xué)形式為：；F_att為所述引力函數(shù)；

對(duì)所述斥力勢(shì)場(chǎng)進(jìn)行負(fù)梯度求導(dǎo)計(jì)算，得到斥力函數(shù)；所述斥力函數(shù)的數(shù)學(xué)形式為：；F_rep為所述斥力函數(shù)，F(xiàn)_rep1為所述目標(biāo)障礙物對(duì)所述高超聲速飛行器的斥力勢(shì)場(chǎng)力，F(xiàn)_rep2為所述高超聲速飛行器受到所述目標(biāo)點(diǎn)的引力，為所述目標(biāo)障礙物指向所述高超聲速飛行器的單位向量，為所述高超聲速飛行器指向所述目標(biāo)點(diǎn)的單位向量；

對(duì)所述引力函數(shù)和所述斥力函數(shù)求和，得到所述虛擬力。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述過(guò)程約束包括：熱流約束，過(guò)載約束，動(dòng)壓約束。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述虛擬力和所述再入走廊確定所述高超聲速飛行器的滑翔軌跡，包括：

利用所述動(dòng)力學(xué)模型和所述運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，確定所述高超聲速飛行器在所述再入走廊的約束下和在所述虛擬力作用下所產(chǎn)生的速度滾轉(zhuǎn)角；

基于所述速度滾轉(zhuǎn)角確定所述高超聲速飛行器在滑翔段的滑翔軌跡。