[发明专利]一种适用于滑翔飞行器的下压弹道攻角剖面确定方法

权利要求书

1.一种适用于滑翔飞行器的下压弹道攻角剖面确定方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤一，下压初始参数设定；

步骤二，计算下压段所允许的最大飞行攻角和最小飞行攻角，确定下压段飞行攻角实用范围；

步骤三，设定下压段的飞行攻角与速度剖面。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述下压初始参数为下压交班点弹道参数，包括交班点高度H₀、弹道倾角Θ₀和交班对地速度V₀。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述步骤二的具体方法为：

对升降舵铰链力矩系数C_mw的特性进行分析，确定攻角的使用范围，采用如下原则确定攻角范围：

根据12mρ0Vf2SrefCL2(αNmax)+CD2(αNmax)<Nmax*,]]>确定最大攻角

根据12ρ0Vf2·|Cmw(Ma,Hd,α,δφ)|·lk·Sref<Mcf*,]]>该不等式存在两个解即最大飞行攻角和最小飞行攻角

令αmin=αMmin,αmax=min(αMmax,αNmax),]]>则飞行攻角使用范围为：

α∈[α_min,α_max]；

其中：ρ₀为海平面大气密度，V_f为终端速度，l_k为飞行器的参考长度，S_ref为飞行器的特征面积，为允许的最大铰链力矩，为允许的最大过载，C_L为升力系数、C_D为阻力系数、C_mw为升降舵铰链力矩系数，M_a为飞行马赫数，H_d为飞行高度，α为攻角，δ_φ为升降舵偏角，C_mw(M_a,H_d,α,δ_φ)表示升降舵铰链力矩系数的大小与马赫数、高度、攻角及升降舵偏角有关。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述步骤三的具体方法为：

将下压段的速度分为n段，速度V₀～V_n为递增变化，

令V=V₀时的飞行攻角α₀=α_max；

令V=V₁时的飞行攻角α₁=α_min+ξ₁×i₁，

令V=V₂时的飞行攻角α₂=α_min+ξ₂×i₂，

依次类推，

令V=V_n时的飞行攻角α_n=α_min+ξ_n×i_n，

则：当V<V₀时，飞行攻角为常值α=α_max；

当V₀<V<V₁时，飞行攻角α在α₀与α₁之间线性插值得到，插值公式如下：

α(V)=α(V1)-α(V0)V1-V0·(V-V0);]]>

当V₁<V<V₂时，飞行攻角α在α₁与α₂之间线性插值得到，插值公式如下：

α(V)=α(V2)-α(V1)V2-V1·(V-V1);]]>

依次类推，

当V_n-1<V<V_n时，则飞行攻角α在α_n-1与α_n之间线性插值得到，插值公式如下：

α(V)=α(Vn)-α(Vn-1)Vn-Vn-1·(V-Vn-1);]]>

其中：ξ1=(αmax-αmin)N1,ξ2=(αmax-αmin)N2,ξn=(αmax-αmin)Nn,]]>i₁，i₂，i_n为整数，i₁=0～N₁，i₂=0～N₂，i_n=0～N_n；N₁,N₂,～N_n为正整数；一般情况下n=2～4，且N₁,N₂,～N_n均为小于10的正整数。