[發明專利]一種考慮二次拉升的組合動力飛行器軌跡快速規劃方法

有效

• 申請號: 202110927468.5
• 申請日: 2021-08-11
• 公開（公告）號: CN113721646B
• 公開（公告）日: 2023-07-28
• 發明（設計）人: 劉魯華;殷舒楠
• 申請（專利權）人: 中山大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 深圳市創富知識產權代理有限公司 44367
• 代理人: 高冰

1.一種考慮二次拉升的組合動力飛行器軌跡快速規劃方法，其特征在于，包括以下步驟：

組合動力飛行器沿上升段軌跡飛行，進入巡航段；

在巡航段等速等高巡航過程中，判斷到任務目標改變，提取任務目標中的約束條件；

根據組合動力飛行器的剩余燃料給出多組燃料分配方式，并估算各組燃料分配方式下的節點狀態量，得到對應的二次拉升軌跡；

根據約束條件篩選最優燃料分配方式，確定對應的二次拉升軌跡；

根據最優燃料分配方式和對應的二次拉升軌跡執行二次拉升，加速結束后進入著陸階段；

所述根據組合動力飛行器的剩余燃料給出多組燃料分配方式，并估算各組燃料分配方式下的節點狀態量，得到對應的二次拉升軌跡這一步驟，其具體包括；

設定巡航段燃料Δm₁和二次拉升段沖壓模態燃料Δm₂的分配區間；

根據剩余燃料Δm和巡航段燃料Δm₁和二次拉升段沖壓模態燃料Δm₂，確定二次拉升段火箭模態的能量Δm₃，得到燃料分配方式；

根據組合動力飛行器的運動模型和二次拉升段沖壓模態發動機模型，求出巡航段的組合飛行器閥門、二次拉升段沖壓模態的程序角、二次拉升段火箭模態的程序角和再入段的D-V剖面，得到二次拉升軌跡剖面；

基于二次拉升軌跡剖面，結合燃料分配方式估算巡航段的射程，估算拉升后二次拉升段沖壓模態的速度及速度損失、高度和射程，估算二次拉升段火箭模態的速度及速度損失、高度和射程，估算再入段射程，得到對應的二次拉升軌跡；

巡航段的射程的估算公式表示如下；

上式中，l_c表示巡航段的射程，V₁表示巡航段速度，r表示巡航段高度，t表示巡航段飛行時間，Isp表示比沖，m₁表示巡航段初始質量，m₂表示巡航段終端質量，g表示重力加速度，C_L/D表示在當前攻角和速度下的升阻比，表示巡航段的平均攻角，為對應的平均推力。

2.根據權利要求1所述一種考慮二次拉升的組合動力飛行器軌跡快速規劃方法，其特征在于，二次拉升段沖壓模態的程序角θ隨時間t變化的公式表示如下：

上式中，V表示速度，h表示高度，r表示地心距離，下標2表示二次拉升段沖壓模態的初始狀態，α_max表示可用攻角的最大值，L表示升力，t_s表示二次拉升段沖壓模態的總飛行時間，T為發動機推力。

3.根據權利要求2所述一種考慮二次拉升的組合動力飛行器軌跡快速規劃方法，其特征在于，二次拉升段沖壓模態的速度和二次拉升段火箭模態的速度的估算公式均表示如下：

V＝V_ideal-V_g-V_d-V_t

上式中，V_ideal表示對應段的理想速度，ΔV_g表示對應段的重力損失，ΔV_d表示對應段的阻力損失，ΔV_t表示對應段的速度推力方向不一致損失。

4.根據權利要求3所述一種考慮二次拉升的組合動力飛行器軌跡快速規劃方法，其特征在于，所述二次拉升段沖壓模態的高度的估算公式表示如下：

上式中，T表示二次拉升段沖壓模態推力，μ_s表示二次拉升段沖壓模態的結構質量比，μ表示m/m₂為積分變量，m表示t₂-t₃某時刻的質量，t₂表示該段的起始時刻，t₃表示該段的終端時刻。

5.根據權利要求4所述一種考慮二次拉升的組合動力飛行器軌跡快速規劃方法，其特征在于，所述二次拉升段沖壓模態的射程的估算公式表示如下：

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