[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有效
| 申请号： | 201510382142.3 | 申请日： | 2015-07-02 |
| 公开（公告）号： | CN104973250A | 公开（公告）日： | 2015-10-14 |
| 发明（设计）人： | 杨业;马卫华;包为民;黄万伟;祁振强;禹春梅;唐海红;吴浩 | 申请（专利权）人： | 北京航天自动控制研究所 |
| 主分类号： | B64D7/00 | 分类号： | B64D7/00 |
| 代理公司： | 北京君恒知识产权代理事务所(普通合伙) 11466 | 代理人： | 张璐;黄启行 |
| 地址： | 100854*** | 国省代码： | 北京;11 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 一种 适用于 滑翔 飞行器 下压 弹道 剖面 确定 方法 | ||
技术领域
本发明涉及一种高超声速滑翔飞行器制导控制系统，尤其涉及一种适用于滑翔飞行器的下压弹道攻角剖面确定方法。
背景技术
以下对本发明的相关技术背景进行说明，但这些说明并不一定构成本发明的现有技术。
高超声速飞行器依靠气动力实现弹道下压，为提高飞行器的突防能力，要求的终端速度较大，使得飞行过程中的最大动压达到百万帕量级甚至更高，这直接导致铰链力矩突出，对伺服系统提出了苛刻的条件，弹道机动与伺服系统的最大能力存在突出矛盾。
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种滑翔飞行器下压弹道的攻角剖面确定方法，该方法能够确定下压过程的攻角可用范围，并在此基础上设计了一种攻角与速度的参数化模型，可基于此参数化模型迭代优化设计降级铰链力矩的下压弹道，从弹道设计上为实现高超声速飞行器弹道、制导、姿控系统的一体化优化设计提供了技术途径，进而有效降低对伺服系统的指标要求，提升高超声速飞行器的整体性。
发明内容
本发明的目的在于提出一种滑翔飞行器下压弹道的攻角剖面确定方法。
为解决现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种适用于滑翔飞行器的下压弹道攻角剖面确定方法，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。
优选的，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、弹道倾角和交班对地速度V0。
优选的，对升降舵铰链力矩系数Cmw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
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