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    基于目標(biāo)坐標(biāo)系的高超聲速無(wú)動(dòng)力滑翔能態(tài)方程

    2013-12-26 06:32:52閆曉東
    彈道學(xué)報(bào) 2013年2期
    關(guān)鍵詞:滑翔超聲速飛行器

    閆曉東,王 智

    (西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院,西安710072)

    發(fā)展具有超遠(yuǎn)程、快速打擊能力的戰(zhàn)略武器系統(tǒng)一直是各軍事大國(guó)的興趣。由于彈道導(dǎo)彈易于被探測(cè),而且隨著反導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展,彈道導(dǎo)彈的作戰(zhàn)效能逐漸降低,近年來(lái),采用高超聲速滑翔飛行器替代彈道導(dǎo)彈完成遠(yuǎn)程打擊任務(wù)日益受到重視。美國(guó)國(guó)防部和空軍2003年聯(lián)合推出了“獵鷹”(Falcon)計(jì)劃,該計(jì)劃提出的通用航空飛行器(CAV)是一種采用助推火箭發(fā)射的升力體外形高超聲速滑翔飛行器,依靠氣動(dòng)力控制,可跨大氣層無(wú)動(dòng)力滑翔飛行[1-2]。

    高超聲速滑翔飛行器采用升力式外形,依靠氣動(dòng)力控制,可跨大氣層無(wú)動(dòng)力滑翔飛行,從而實(shí)現(xiàn)快速遠(yuǎn)程攻擊。由于高超聲速滑翔過程十分復(fù)雜,其作戰(zhàn)任務(wù)又具有多樣性與靈活性,對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)的自主性、自適應(yīng)性都提出了很高的要求。在線軌跡規(guī)劃是提高制導(dǎo)系統(tǒng)自適應(yīng)性的有效途徑。一般在線軌跡規(guī)劃過程中,均需要對(duì)動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行積分以獲取相關(guān)參數(shù),因此,動(dòng)力學(xué)方程的形式對(duì)于軌跡規(guī)劃算法的復(fù)雜度和計(jì)算效率具有重要影響。

    文獻(xiàn)[3]提出了一種將目標(biāo)平面地心固連坐標(biāo)系作為參考坐標(biāo)系的動(dòng)力學(xué)方程,該動(dòng)力學(xué)方程忽略了地球旋轉(zhuǎn)的影響,盡管簡(jiǎn)化了方程形式,但是對(duì)于長(zhǎng)時(shí)間、超遠(yuǎn)程高超聲速滑翔飛行,其誤差較大。本文將目標(biāo)平面坐標(biāo)系作為參考坐標(biāo)系,推導(dǎo)了三自由度無(wú)動(dòng)力滑翔能態(tài)方程,并考慮了地球旋轉(zhuǎn)的影響。該能態(tài)方程使得原終端時(shí)間自由問題轉(zhuǎn)化為定積分區(qū)間問題,且動(dòng)力學(xué)方程的狀態(tài)變量量級(jí)相同,有效提高了軌跡規(guī)劃及優(yōu)化的數(shù)值效率。此外,縱程和橫程是軌跡規(guī)劃的重要規(guī)劃變量,該能態(tài)方程的狀態(tài)變量經(jīng)度和緯度直接表征了縱程和橫程,有效提高了軌跡規(guī)劃的便利性。

    1 坐標(biāo)系的定義及變換

    三自由度無(wú)動(dòng)力滑翔動(dòng)力學(xué)方程一般建立在彈道坐標(biāo)系中,以地心固連坐標(biāo)系為參考坐標(biāo)系。

    地心固連坐標(biāo)系:坐標(biāo)系原點(diǎn)為地心O,OXe軸在赤道平面內(nèi)指向格林威治子午線,OZe軸垂直于赤道平面指向北極,OXeYeZe構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系。

    設(shè)再入點(diǎn)Oi(θ0,φ0)為對(duì)應(yīng)的星下點(diǎn)經(jīng)緯度;再入段終點(diǎn)Of(θf(wàn),φf)為對(duì)應(yīng)的星下點(diǎn)經(jīng)緯度。現(xiàn)將地心固連坐標(biāo)系的赤道平面重新定義為目標(biāo)平面,即包含再入點(diǎn)Oi、終點(diǎn)Of的地球大圓平面,如圖1所示。

    圖1 坐標(biāo)系示意圖

    轉(zhuǎn)換后的地心固連坐標(biāo)系(以下稱為目標(biāo)平面坐標(biāo)系)原點(diǎn)為地心O,軸由地心指向再入點(diǎn)星下點(diǎn)Oi,軸垂直于參考再入平面,其方向?yàn)檠刂S看去,目標(biāo)Of在Oi的順時(shí)針方向。構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系。

    地心固連坐標(biāo)系和目標(biāo)平面坐標(biāo)系對(duì)應(yīng)的球坐標(biāo)之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系為

    式中:A0為再入點(diǎn)瞬時(shí)縱向平面與正北方向的夾角,即視線角,從正北順時(shí)針轉(zhuǎn)到視線為正;φ0和θ0分別為再入點(diǎn)地心緯度和再入點(diǎn)經(jīng)度。當(dāng)A0、φ0、θ0確定后,G為常數(shù)矩陣。

    2 無(wú)動(dòng)力三自由度動(dòng)力學(xué)方程

    2.1 動(dòng)力學(xué)方程

    不考慮地球旋轉(zhuǎn),假設(shè)飛行器的側(cè)滑角為0,無(wú)動(dòng)力三自由度質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)方程為[4-5]

    上述動(dòng)力學(xué)方程組中有6個(gè)狀態(tài)變量:r,θ,φ,v,γ,ψ。r為地球球心到飛行器質(zhì)心的距離;θ為經(jīng)度;φ為緯度;v為相對(duì)地球速度;γ為速度傾角;σ為速度傾側(cè)角;速度方位角ψ=0表示正北方向,從正北順時(shí)針旋轉(zhuǎn)為正;ωd為地球旋轉(zhuǎn)角速度;aD,aL分別為阻力加速度和升力加速度,可由下式給出:

    式中:CD,CL分別為飛行器的阻力系數(shù)和升力系數(shù),它們是攻角α和馬赫數(shù)Ma的函數(shù);Sref為飛行器參考面積;ρ為大氣密度。

    2.2 目標(biāo)平面坐標(biāo)系下的動(dòng)力學(xué)方程

    在目標(biāo)坐標(biāo)系中,縱向運(yùn)動(dòng)參數(shù)不變,即(后面公式中均采用原符號(hào)):

    橫向運(yùn)動(dòng)參數(shù)與地心球面固連坐標(biāo)系的運(yùn)動(dòng)參數(shù)θ、φ的關(guān)系式由式(1)確定。與ψ之間的關(guān)系為

    由式(1)、式(3)可得:

    由式(8)可得:

    由式(1)可得:

    對(duì)式(10)求導(dǎo),并整理得到目標(biāo)平面坐標(biāo)系下的動(dòng)力學(xué)方程為

    3 目標(biāo)平面坐標(biāo)系下的三自由度無(wú)動(dòng)力能態(tài)方程

    在高超聲速滑翔飛行器的無(wú)動(dòng)力飛行中,沿著軌跡能量是單調(diào)減小的,這使得能量是比時(shí)間更合適的控制變量。設(shè)能量E為

    式中:Rd為地球平均半徑,μ為地球引力常數(shù)。由式(12)可知,v可以表示為E和r的函數(shù),從而飛行器運(yùn)動(dòng)方程中的速度微分方程可以去掉,飛行器運(yùn)動(dòng)方程由六階降為五階。式(12)兩邊同時(shí)對(duì)時(shí)間求導(dǎo),有:

    利用如下關(guān)系:

    可將飛行器各運(yùn)動(dòng)狀態(tài)變量對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)變?yōu)閷?duì)能量的導(dǎo)數(shù)。

    為了提高數(shù)值計(jì)算的效率,對(duì)能量E進(jìn)行歸一化處理。令:

    式中:E0為再入初始時(shí)刻的能量,Ef為終端時(shí)刻的能量。歸一化處理后,初始能量為0,終端能量為1,即e0=0,ef=1。將r采用Rd進(jìn)行歸一化,即=r/Rd,結(jié)合式(11)、式(14)、式(15),可得目標(biāo)坐標(biāo)系中以歸一化能量為自變量的能態(tài)方程為

    4 算例

    4.1 初始條件

    仿真計(jì)算以CAV-L為對(duì)象[6],氣動(dòng)系數(shù)見文獻(xiàn)[6],飛行器質(zhì)量m=907.0kg,特征面積Sref=0.35m2,h0為初始高度。狀態(tài)初值見表1和表2。

    表1 地心球面固連坐標(biāo)系狀態(tài)初值

    表2 目標(biāo)坐標(biāo)系狀態(tài)初值

    仿真終端軌跡參數(shù):θf(wàn)=179.504°,φf=28.61°,hf=20km,vf=1 800m/s。目標(biāo)坐標(biāo)系下,=0°,=58.653 3°,預(yù)定航程s=Rd=6 531km。

    4.2 仿真結(jié)果

    在目標(biāo)坐標(biāo)系下采用該能態(tài)方程的仿真結(jié)果如圖2~圖5所示。不難發(fā)現(xiàn),以歸一化能量為獨(dú)立變量的能態(tài)方程積分區(qū)間為[0,1],動(dòng)力學(xué)方程積分狀態(tài)的數(shù)量級(jí)相似。由于目標(biāo)平面坐標(biāo)系下縱程和橫程可由經(jīng)度和緯度直接計(jì)算得到,因而動(dòng)力學(xué)方程的狀態(tài)變量經(jīng)度表征了縱程,緯度表征了橫程,如圖2所示。

    圖2 地面軌跡曲線

    圖3 航向角曲線

    圖4 高度曲線

    圖5 速度曲線

    5 結(jié)束語(yǔ)

    高超聲速滑翔飛行器具有很高的機(jī)動(dòng)能力,可以實(shí)現(xiàn)超遠(yuǎn)程打擊任務(wù)。在其無(wú)動(dòng)力滑翔過程中,需要考慮諸多約束,如過程約束、終端約束以及地理約束等,因而多約束條件下的彈道規(guī)劃和優(yōu)化是高超聲速滑翔飛行器任務(wù)分析、制導(dǎo)方法研究的重要內(nèi)容。在彈道規(guī)劃和優(yōu)化設(shè)計(jì)中,由于動(dòng)力學(xué)方程的高度非線性,動(dòng)力學(xué)方程的求解只能采用數(shù)值解法,因此動(dòng)力學(xué)方程要盡可能提高數(shù)值求解效率,便于規(guī)劃問題的求解。本文推導(dǎo)了目標(biāo)平面坐標(biāo)系下的歸一化能態(tài)方程,盡管方程形式較為復(fù)雜,但有助于提高數(shù)值計(jì)算效率,便于彈道規(guī)劃。

    [1]WALKER S H,RODGERS F.Falcon hypersonic technology overview,AIAA 2005-3253[R].2005.

    [2]WALKER S H,SHERK J.The DARPA/AF falcon program:the hypersonic technology vehicle#2(HTV-2)flight demonstration phase,AIAA 2008-2539[R].2008.

    [3]MEASE K D,CHEN D T,TEUFEL P.Reduced-order entry trajectory planning for acceleration guidance[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2002,25(2):257-266.

    [4]閆曉東,唐碩.亞軌道飛行器返回軌道設(shè)計(jì)方法研究[J].宇航學(xué)報(bào),2008,29(2):467-471.YAN Xiao-dong,TANG Shuo.An alternative method of entry trajectory design for suborbital launch vehicle[J].Journal of Astronautics,2008,29(2):467-471.(in Chinese)

    [5]趙漢元.飛行器再入動(dòng)力學(xué)和制導(dǎo)[M].長(zhǎng)沙:國(guó)防科技大學(xué)出版社,1997.ZHAO Han-yuan.Entry dynamics and guidance of flight vehicle[M].Changsha:National University of Defense Technology Press,1997.(in Chinese)

    [6]PHILLIPS T H.A common aero vehicle(CAV)model,description,and employment guide[R].Schafer Corporation for AFRL and AFSPC,2003.

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