【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及助推巡航飞行器，尤其涉及一种飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法。
技术介绍
1、在助推巡航飞行器实际飞行的过程中，由于飞行工况较多，飞行环境较为复杂，因此对飞行器进行轨迹设计以及轨迹优化是保证其完成飞行任务的关键环节。对于助推巡航飞行器而言，其各个飞行阶段的主要飞行任务指标各不相同，飞行环境也大不相同，因此对于其全飞行段的轨迹优化具有至关重要的意义。
2、在巡航飞行段，考虑到吸气式发动机的工作性能随飞行马赫数以及飞行高度存在一定变化，且飞行器具有飞行时间长、飞行航程远等特点，因此如何保证飞行器长时间飞行状态稳定，在实现禁飞区规避的同时尽可能减小飞行高度变化对发动机工作性能的影响，且为返回着陆段提供较好的初始状态成为巡航段的主要研究问题。
技术实现思路
1、本专利技术提供了一种飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，能够解决现有技术中定高定速巡航方案只能保证定地心距高度巡航的技术问题。
2、本专利技术提供了一种飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法包括：构建飞行器动力学模型；根据禁飞区确定飞行器合适的航路点；读取当前步长攻角；根据侧向机动策略和定速条件解算发动机工作系数和速度倾斜角；将发动机工作系数和速度倾斜角代入飞行器动力学模型中，计算获取飞行器下一步长的状态量；根据下一步长的状态量修正下一步长攻角，根据牛顿迭代计算获取下一步长的发动机工作系数和速度倾斜角；判断是否到达巡航飞行段最终航路点，若未达到，根据下一步长攻角
3、进一步地，发动机工作系数和速度倾斜角可根据f(xi)计算获取，其中，ci+1为第i+1次的发动机工作系数，ci为第i次的发动机工作系数，γvi+1为第i+1次的速度倾斜角，γvi为第i次的速度倾斜角，为jacobi矩阵，f(xi)为牛顿迭代函数。
4、进一步地，牛顿迭代函数为其中，p为发动机推力，m为飞行器质量，α为攻角，x为阻力，y为升力，γv为速度倾斜角，r为地心矢径，θ为速度倾角，为参考速度偏角倒数，c为发动机工作系数，σ为速度偏角，φ为地心纬度，v为速度，ωe为导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度，μe为常数，j2为带谐系数，ae为地球长半轴。
5、进一步地，jacobi矩阵可根据计算获取，其中，δc为发动机工作系数的步长增量，δγv为速度倾斜角的步长增量。
6、进一步地，参考速度偏角导数可根据计算获取，其中，σr为参考速度偏角，为球面方位角，k为大于0的常数，σ为速度偏角。
7、进一步地，球面方位角可根据计算获取。
8、进一步地，下一步长攻角可根据计算获取，其中，j为第j个积分步长，αj+1为第j+1个积分步长下的攻角，αj为第j个积分步长下的攻角，δα为一个积分步长对应的攻角变化量，δh为当前步长高度与上一步长高度的差值。
9、进一步地，攻角α、速度倾斜角γv以及发动机工作系数c应满足其中为大于零的常数，满足
10、进一步地，飞行器动力学模型为其中，v为速度，p为发动机推力，α为攻角，m为飞行器质量，x为阻力，y为升力，γv为速度倾斜角，r为地心矢径，θ为速度倾角，为参考速度偏角倒数，c为发动机工作系数，σ为速度偏角，h为高度，φ为地心纬度，ωe为导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度，μe为常数，j2为带谐系数，ae为地球长半轴，be为地球短半轴，λ为经度，ma为马赫数。
11、进一步地，禁飞区约束为其中，φ为地心纬度，φi为第i个禁飞区圆心所在的地心纬度，λ为经度，λi为第i个禁飞区圆心所在的经度，ri为第i个禁飞区的半径。
12、应用本专利技术的技术方案，提供了一种飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，该方法将牛顿迭代算法与攻角修正策略相结合，实现飞行器定高定速绕禁飞区飞行的方案具有如下优点：(1)在椭球地球模型下建立飞行器动力学模型，解决了传统定高定速巡航方案只能保证定地心距高度巡航的不足，实现了飞行器定几何高度巡航。(2)针对助推巡航飞行器发动机工作性能随速度和高度变化的特点，设计了保证飞行器定高定速的巡航飞行方案，保证了吸气式发动机工作性能的稳定。(3)在控制量规划时，采用根据高度变化率对攻角单独修正的方法，解决了将几何高度这一状态量纳入飞行器动力学方程后带来的非线性程度较强的问题。(4)本专利技术涉及的轨迹规划算法较为简单，可以满足助推巡航飞行器在实际飞行中对于快速轨迹规划的需求。
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1.一种飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法包括：
2.根据权利要求1所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述发动机工作系数和速度倾斜角可根据F(xi)计算获取，其中，ci+1为第i+1次的发动机工作系数，ci为第i次的发动机工作系数，γvi+1为第i+1次的速度倾斜角，γvi为第i次的速度倾斜角，为Jacobi矩阵，F(xi)为牛顿迭代函数。
3.根据权利要求2所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述牛顿迭代函数为其中，P为发动机推力，m为飞行器质量，α为攻角，X为阻力，Y为升力，γv为速度倾斜角，r为地心矢径，θ为速度倾角，为参考速度偏角倒数，c为发动机工作系数，σ为速度偏角，φ为地心纬度，V为速度，ωe为导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度，μE为常数，J2为带谐系数，ae为地球长半轴。
4.根据权利要求3所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述Jacobi矩阵可根据计算获取，其中，Δc为发动机工作系数的步长增量，Δγv为速度倾斜角的步
5.根据权利要求4所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述参考速度偏角导数可根据计算获取，其中，σr为参考速度偏角，为球面方位角，k为大于0的常数，σ为速度偏角。
6.根据权利要求5所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述球面方位角可根据计算获取。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述下一步长攻角可根据计算获取，其中，j为第j个积分步长，αj+1为第j+1个积分步长下的攻角，αj为第j个积分步长下的攻角，Δα为一个积分步长对应的攻角变化量，Δh为当前步长高度与上一步长高度的差值。
8.根据权利要求7所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述攻角α、所述速度倾斜角γv以及所述发动机工作系数c应满足其中为大于零的常数，满足
9.根据权利要求1所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述飞行器动力学模型为其中，V为速度，P为发动机推力，α为攻角，m为飞行器质量，X为阻力，Y为升力，γv为速度倾斜角，r为地心矢径，θ为速度倾角，为参考速度偏角倒数，c为发动机工作系数，σ为速度偏角，h为高度，φ为地心纬度，ωe为导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度，μE为常数，J2为带谐系数，ae为地球长半轴，be为地球短半轴，λ为经度，Ma为马赫数。
10.根据权利要求1所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述禁飞区约束为其中，φ为地心纬度，φi为第i个禁飞区圆心所在的地心纬度，λ为经度，λi为第i个禁飞区圆心所在的经度，Ri为第i个禁飞区的半径。
...【技术特征摘要】
1.一种飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法包括：
2.根据权利要求1所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述发动机工作系数和速度倾斜角可根据f(xi)计算获取，其中，ci+1为第i+1次的发动机工作系数，ci为第i次的发动机工作系数，γvi+1为第i+1次的速度倾斜角，γvi为第i次的速度倾斜角，为jacobi矩阵，f(xi)为牛顿迭代函数。
3.根据权利要求2所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述牛顿迭代函数为其中，p为发动机推力，m为飞行器质量，α为攻角，x为阻力，y为升力，γv为速度倾斜角，r为地心矢径，θ为速度倾角，为参考速度偏角倒数，c为发动机工作系数，σ为速度偏角，φ为地心纬度，v为速度，ωe为导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度，μe为常数，j2为带谐系数，ae为地球长半轴。
4.根据权利要求3所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述jacobi矩阵可根据计算获取，其中，δc为发动机工作系数的步长增量，δγv为速度倾斜角的步长增量。
5.根据权利要求4所述的飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，其特征在于，所述参考速度偏角导数可根据计算获取，其中，σr为参考速度偏角，为球面方位角，k为大于0的常数，σ为速度偏角。
6.根据权利要求5...
【专利技术属性】
技术研发人员：秦浩然，郭健，王永圣，任志伟，胡京煜，李文静，周宁，牟桓，徐家琦，孙琬湄，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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