本發(fā)明屬于組合動(dòng)力飛行器飛行包絡(luò)與軌道設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法。

背景技術(shù)：

1、組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的性能與軌跡剖面耦合嚴(yán)重，對(duì)飛行高度、馬赫數(shù)、攻角等非常敏感，不同狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)性能差異較大，超出正常工作范圍時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)可能出現(xiàn)超轉(zhuǎn)、喘振等異?，F(xiàn)象。在進(jìn)行組合動(dòng)力運(yùn)載器軌跡設(shè)計(jì)時(shí)，除了要考慮傳統(tǒng)再入飛行器面臨的載荷、熱流、動(dòng)壓、鉸鏈力矩等多種約束條件外，還需要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)飛行軌跡的限制和影響。要在面臨多種約束條件下充分發(fā)揮組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的能力，需要對(duì)組合動(dòng)力飛行器的飛行包絡(luò)、模態(tài)切換點(diǎn)、及爬升軌跡開(kāi)展優(yōu)化設(shè)計(jì)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明目的在于提出一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法，用于解決吸氣式組合動(dòng)力飛行器上升段約束多、終端窗口精度要求高的軌跡設(shè)計(jì)難題，實(shí)現(xiàn)組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)全程軌跡設(shè)計(jì)。

2、本發(fā)明提供一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法，所述優(yōu)化方法，包括如下步驟：

3、獲取飛行軌跡設(shè)計(jì)輸入條件；

4、基于任務(wù)要求分析吸氣動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線、飛行過(guò)載、動(dòng)壓飛行軌跡設(shè)計(jì)約束；

5、解算滿(mǎn)足個(gè)約束條件的上攻角剖面αup(t)，得到飛行包絡(luò)在高度-速度剖面中的上邊界；

6、解算滿(mǎn)足個(gè)約束條件的下攻角剖面αdown(t)，得到飛行包絡(luò)在高度-速度剖面中的下邊界；

7、在高度-速度剖面上下邊界內(nèi)確定飛行軌跡，即滿(mǎn)足吸氣動(dòng)力飛行器軌跡多約束設(shè)計(jì)條件。

8、進(jìn)一步地，所述飛行包絡(luò)在高度-速度剖面中的上邊界，為各飛行速度下滿(mǎn)足最大攻角、最大攻角變化率、最小加速能力和發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線約束情況能飛行的最大高度。

9、進(jìn)一步地，所述解算滿(mǎn)足個(gè)約束條件的上攻角剖面αup(t)，得到飛行包絡(luò)在高度-速度剖面中的上邊界，包括如下步驟：

10、(1)基于飛行任務(wù)初始條件獲取飛行狀態(tài)初值；

11、(2)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)允許的最大高度約束計(jì)算對(duì)應(yīng)攻角αa；

12、(3)判斷是否滿(mǎn)足最小加速能力約束，得到攻角αb；

13、(4)判斷是否滿(mǎn)足攻角變化率約束，得到攻角αup；

14、(5)基于步驟(1)初始條件，依據(jù)上述步驟(2)、(3)、(4)可得到各時(shí)刻的，按照飛行器運(yùn)動(dòng)方程解算直至滿(mǎn)足終端約束，即可得到飛行軌跡高度-速度包絡(luò)上邊界。

15、進(jìn)一步地，所述飛行包絡(luò)在速度-高度剖面中的下邊界為在滿(mǎn)足最大攻角、最大攻角變化率、最大動(dòng)壓、最大過(guò)載、最大加速能力以及發(fā)動(dòng)機(jī)工作區(qū)間約束時(shí)能飛行的最小高度。

16、進(jìn)一步地，所述解算滿(mǎn)足個(gè)約束條件的下攻角剖面αdown(t)，得到飛行包絡(luò)在高度-速度剖面中的下邊界，包括如下步驟：

17、(1)基于飛行任務(wù)初始條件獲取飛行狀態(tài)初值；

18、(2)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)允許的高度下邊界和最大動(dòng)壓邊界計(jì)算對(duì)應(yīng)攻角αc；

19、(3)判斷αc是否滿(mǎn)足最大過(guò)載約束，得到攻角αdown；

20、(4)判斷是否滿(mǎn)足攻角變化率約束，得到攻角αdown；

21、(5)基于步驟(1)初始條件，依據(jù)上述步驟(2)、(3)、(4)可得到各時(shí)刻的αdown(t)，按照飛行器運(yùn)動(dòng)方程解算直至滿(mǎn)足終端約束，即可得到飛行軌跡高度-速度包絡(luò)下邊界。

22、本發(fā)明的有益效果如下：

23、本發(fā)明提出的組合動(dòng)力飛行器吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)方法，可以根據(jù)上、下邊界的約束求解出滿(mǎn)足約束并使得高度最大、或最小的攻角值，進(jìn)而得到最大高度和最小高度的飛行包絡(luò)。

技術(shù)特征：

1.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法，其特征在于，所述優(yōu)化方法，包括如下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法，其特征在于，所述飛行包絡(luò)在高度-速度剖面中的上邊界，為各飛行速度下滿(mǎn)足最大攻角、最大攻角變化率、最小加速能力和發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線約束情況能飛行的最大高度。

3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法，其特征在于，所述解算滿(mǎn)足個(gè)約束條件的上攻角剖面αup(t)，得到飛行包絡(luò)在高度-速度剖面中的上邊界，包括如下步驟：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法，其特征在于，所述飛行包絡(luò)在速度-高度剖面中的下邊界為在滿(mǎn)足最大攻角、最大攻角變化率、最大動(dòng)壓、最大過(guò)載、最大加速能力以及發(fā)動(dòng)機(jī)工作區(qū)間約束時(shí)能飛行的最小高度。

5.根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法，其特征在于，所述解算滿(mǎn)足個(gè)約束條件的下攻角剖面αdown(t)，得到飛行包絡(luò)在高度-速度剖面中的下邊界，包括如下步驟：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供一種組合動(dòng)力吸氣模態(tài)飛行包絡(luò)設(shè)計(jì)及軌跡優(yōu)化方法，所述優(yōu)化方法，包括如下步驟：獲取飛行軌跡設(shè)計(jì)輸入條件；基于任務(wù)要求分析吸氣動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線、飛行過(guò)載、動(dòng)壓飛行軌跡設(shè)計(jì)約束；解算滿(mǎn)足個(gè)約束條件的上攻角剖面α<subgt;up</subgt;(t)，得到飛行包絡(luò)在高度?速度剖面中的上邊界；解算滿(mǎn)足個(gè)約束條件的下攻角剖面α<subgt;down</subgt;(t)，得到飛行包絡(luò)在高度?速度剖面中的下邊界；在高度?速度剖面上下邊界內(nèi)確定飛行軌跡，即滿(mǎn)足吸氣動(dòng)力飛行器軌跡多約束設(shè)計(jì)條件。

技術(shù)研發(fā)人員：王寧宇,樸忠杰,鄭宏濤,石鑠,張靜,邱豐,孟群智,榮華,李華光,丁嘉元,張雨蒙,張莽,解海鷗,張曉帆,時(shí)米清
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6