本發(fā)明屬于航空航天器的制導與控制領(lǐng)域，涉及一種基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法。

背景技術(shù)：

1、在航空航天器的制導與控制領(lǐng)域，對于位置可達集(flight?envelopereachability?set)的計算方法一直是關(guān)注的焦點之一。位置可達集是指在給定的飛行環(huán)境和控制約束條件下，飛行器可以到達的一組狀態(tài)集合，它對于飛行器的飛行安全性、性能以及作戰(zhàn)效能都有著重要的影響。

2、傳統(tǒng)的可達集計算方法通常面向速度不變的場景，即假設飛行器在計算過程中保持恒定的速度。然而，在實際飛行中，特別是在復雜環(huán)境下或者在需要快速響應的任務中，飛行器的速度可能會顯著變化。飛行包線主要由平飛最小速度、平飛最大速度和靜升限三部組成?！昂唵瓮屏Ψā笔且环N根據(jù)飛行器的氣動參數(shù)、發(fā)動機推力等數(shù)據(jù)求解出飛行器的在特定高度下最小和最大平飛速度的方法。本發(fā)明根據(jù)飛行器的氣體動力學和發(fā)動機模型得出飛行器的最小速度與最大速度，基于速度邊界限制設計了一種時變速度飛行下的位置可達集計算方法。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、要解決的技術(shù)問題

2、為了避免現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，本發(fā)明提出一種基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法。

3、技術(shù)方案

4、一種基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，其特征在于步驟如下：

5、步驟1：建立飛機與發(fā)動機的模型即飛行器的受力方程，包括飛行器所受重力g和發(fā)動機推力p；

6、步驟2：利用簡單推力法求出飛行器飛行速度范圍，包括飛行器的最小速度vmin和飛行器的最大速度vmax；

7、步驟3：在極限速度狀態(tài)下對飛行器位置可達集分析：

8、在確定飛行器的最小速度與最大速度后，在給定高度狀態(tài)下，計算飛行器在給定時間內(nèi)的位置可達集范圍；

9、根據(jù)飛行器的極限速度的可達集空間范圍，求出飛行器的極限速度下的可達集前沿位置；

10、步驟4：在求出飛行器的極限速度位置后，在可變速度下對飛行器位置動態(tài)可達集分析，得到飛行器在時間范圍內(nèi)到達的位置坐標(pi,x,pi,y)；

11、步驟5：根據(jù)飛行器以固定的法向加速度和速度進行最小轉(zhuǎn)彎半徑轉(zhuǎn)彎，得到的左右轉(zhuǎn)彎圓求出飛行器的最短時間軌跡，以最短時間軌跡等效于飛行器的dubins的最短路徑軌跡；以最短路徑畫出飛行器以可變速度下飛行器的dubins軌跡，所有dubins軌跡的集合即為可變速度飛行器的位置集合。

12、所述飛機與發(fā)動機的模型的飛行器所受重力g和發(fā)動機推力p為：

13、

14、其中：g為飛行器所受重力，ρ(h)為與高度相關(guān)的空氣密度，clmax為最大允許升力系數(shù)，s為機翼面積，v'為當?shù)芈曀?，ma為馬赫數(shù)，cdmin表示最小阻力系數(shù)，p為發(fā)動機推力。

15、所述飛行器的最小速度vmin和飛行器的最大速度vmax為：

16、其中：g為飛行器所受重力，ρ(h)為與高度相關(guān)的空氣密度，clmax為最大允許升力系數(shù)，s為機翼面積，v'為當?shù)芈曀伲琺a為馬赫數(shù)，g取9.80665m/s2；

17、

18、其中：p表示發(fā)動機可用推力，ρ(h)表示與高度相關(guān)的空氣密度，cdmin表示最小阻力系數(shù)，s表示機翼面積，v'表示當?shù)芈曀伲琺a表示馬赫數(shù)，tmax為發(fā)動機最大可用推力。

19、所述可達集描述系統(tǒng)的演化過程，系統(tǒng)在給定的初始條件下，經(jīng)過控制輸入，達到的所有可能狀態(tài)的集合。

20、所述可達集的前沿是一條由給定時間內(nèi)飛行器達到的最遠距離點組成的曲線，飛行器的可達集通過飛行器左、右轉(zhuǎn)彎半徑圓的漸開線獲得；所述漸開線由所有等長的基于dubins曲線的最短路徑軌跡終點組成。

21、所述飛行器的可達集范圍的計算為：

22、首先計算可達集的前沿rsfi為：

23、rsfi(t,t+δt|xi(t))＝g(vi,ai,max,xi(t),δt)＝rsfi,r∪rsfi,l

24、其中rsfi,r和rsfi,l分別為以航向為基準的rsfi右半邊和左半邊，通過下述漸開線公式求得：

25、

26、其中θi為速度航向角，和為右、左最小半徑轉(zhuǎn)彎圓的圓心坐標，分別等于和是最小轉(zhuǎn)彎半徑，其值為vi2/ai,max；

27、將求出的最小速度與最大速度帶入漸開線公式，即得到飛機以最小速度和最大速度進行轉(zhuǎn)彎時的可達集范圍；最小和最大速度狀態(tài)下最小半徑轉(zhuǎn)彎半徑分別是vmin2/ai,max與vmax2/ai,max，ai,max為飛行器轉(zhuǎn)彎的最大法向加速度。

28、所述飛行器以時間t為起點，經(jīng)過δt的時刻到達的位置坐標(pi,x(t+δt),pi,y(t+δt))：

29、

30、roi(t)＝vi(t)2/ai,max

31、其中：初始速度設為vi0，飛行器的法向加速度設定為ai,max，以ai的切向加速度作加速運動/減速運動。

32、一種電子設備，其特征在于，包括處理器和存儲器，所述處理器用于執(zhí)行所述存儲器中存儲的計算機程序時實現(xiàn)如所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法的數(shù)據(jù)遷移步驟。

33、一種可讀存儲介質(zhì)，其特征在于，所述可讀存儲介質(zhì)上存儲有計算機程序，所述計算機程序被處理器執(zhí)行時實現(xiàn)如所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法的步驟。

34、一種計算機程序產(chǎn)品，其特征在于包括計算機可執(zhí)行指令，所述指令在被執(zhí)行時用于實現(xiàn)所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法。

35、有益效果

36、本發(fā)明提出的一種基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，針對變速飛行器的可達集計算問題，提供一種基于簡單推力法的位置動態(tài)可達集計算方法。首先，利用飛行器的氣動和發(fā)動機模型數(shù)據(jù)，計算在給定重力和飛行高度條件下，飛行器可能達到的速度范圍，即確定飛機在該模型下的最小和最大速度。其次，利用可達集計算方法，確定飛機在最小和最大速度下可能到達的可達集位置。最后，考慮速度可變的情況，即加速和減速過程，計算時變速度飛行器的位置可達集。數(shù)值仿真結(jié)果驗證了這種方法在計算飛行器位置可達集時的有效性和優(yōu)越性。

技術(shù)特征：

1.一種基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，其特征在于步驟如下：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，其特征在于：所述飛機與發(fā)動機的模型的飛行器所受重力g和發(fā)動機推力p為：

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，其特征在于：所述飛行器的最小速度vmin和飛行器的最大速度vmax為：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，其特征在于：所述可達集描述系統(tǒng)的演化過程，系統(tǒng)在給定的初始條件下，經(jīng)過控制輸入，達到的所有可能狀態(tài)的集合。

5.根據(jù)權(quán)利要求1或4所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，其特征在于：所述可達集的前沿是一條由給定時間內(nèi)飛行器達到的最遠距離點組成的曲線，飛行器的可達集通過飛行器左、右轉(zhuǎn)彎半徑圓的漸開線獲得；所述漸開線由所有等長的基于dubins曲線的最短路徑軌跡終點組成。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，其特征在于：所述飛行器的可達集范圍的計算為：

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，其特征在于：所述飛行器以時間t為起點，經(jīng)過δt的時刻到達的位置坐標(pi,x(t+δt),pi,y(t+δt))：

8.一種電子設備，其特征在于，包括處理器和存儲器，所述處理器用于執(zhí)行所述存儲器中存儲的計算機程序時實現(xiàn)如權(quán)利要求1至7任一項所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法的數(shù)據(jù)遷移步驟。

9.一種可讀存儲介質(zhì)，其特征在于，所述可讀存儲介質(zhì)上存儲有計算機程序，所述計算機程序被處理器執(zhí)行時實現(xiàn)如權(quán)利要求1至7任一項所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法的步驟。

10.一種計算機程序產(chǎn)品，其特征在于包括計算機可執(zhí)行指令，所述指令在被執(zhí)行時用于實現(xiàn)權(quán)利要求1至7任一項所述基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種基于簡單推力法的時變速度飛行器位置可達集計算方法，針對變速飛行器的可達集計算問題，提供一種基于簡單推力法的位置動態(tài)可達集計算方法。首先，利用飛行器的氣動和發(fā)動機模型數(shù)據(jù)，計算在給定重力和飛行高度條件下，飛行器可能達到的速度范圍，即確定飛機在該模型下的最小和最大速度。其次，利用可達集計算方法，確定飛機在最小和最大速度下可能到達的可達集位置。最后，考慮速度可變的情況，即加速和減速過程，計算時變速度飛行器的位置可達集。數(shù)值仿真結(jié)果驗證了這種方法在計算飛行器位置可達集時的有效性和優(yōu)越性。

技術(shù)研發(fā)人員：閆星輝,丁偉,李尊,肖濱
受保護的技術(shù)使用者：西北工業(yè)大學
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6