[发明专利]基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法

权利要求书

1.基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航转速指令调节方法，其特征在于：具体实现步骤如下：

步骤一、获取巡航阶段组合导航系统输出的弹体系下的轴向过载A_bx，侧向过载A_bz，法向过载A_by，地面系下弹体俯仰角滚转角γ和偏航角滚转角速度ω_x，东北天坐标系下三方向的速度V_x、V_y和V_z以及飞行海拔高度H；

所述组合导航系统输出的弹体系的过载A_bx、A_bz和A_by为除去重力以外的气动力和推力作用下的过载值；

步骤二、计算得到地面系下导弹飞行加速度A_x，计算公式如下：

步骤三、计算得到飞行弹道倾角θ；

步骤四、计算得到近似马赫数pseudoMa；具体为：

其中，V合成速度、T_m为中间变量、V_s为声速；

步骤五、以标称巡航速度Ma₀为基准计算获得发动机标称折合转速N_cmd0，具体为：

步骤5.1由平飞时升力与重力平衡得到平衡攻角α₀为

其中W为飞行器所受重力，V₀为巡航飞行设定空速，ρ为当前巡航高度下大气密度，S为飞行器特征面积，C_l0为零攻角升力系数，C_lα为单位攻角变化引起的升力系数变化；

步骤5.2通过二维线性插值得到平衡攻角飞行下，飞行器阻力系数；

C_d＝f_cd(Ma₀,α₀)

f_cd为二维线性插值函数；

步骤5.3利用推力与阻力平衡计算得到平飞需用推力T_R；

步骤5.4利用发动机折合转速与发动机推力之间的关系插值得到平飞标称折合转速N_cmd0；

N_cmd0＝f_Ncmd(T_R)

f_Ncmd为一维线性插值函数；

步骤六、在导弹巡航段初始时刻根据导弹投放点海拔高度H_t0、设定的巡航海拔高度H_cruise和目标点海拔高度H_m，确定初始发动机转速N_cmd，具体为：

若巡航高度H_cruise大于预定高度H_cruise0，那么

N_cmd＝N_cmd0-floor((H_t0-H_cruise)/M₁)*k₁

否则，

N_cmd＝N_cmd0-floor((H_t0-H_cruise)/M₂)*k₂

其中floor为取整函数，M₁,M₂和k₁,k₂为系数；

步骤七、计算得到导弹实际巡航阶段的加速度acc_cruise；

acc_cruise＝A_x-g*sin(θ)

其中g为重力常数；

步骤八、弹载计算机记录发动机转速调节时刻T_i(i＝0、1、2、...)，当T_i-T_i-1大于发动机转速调节间隔时间ΔT时，判断当前飞行器巡航加速度acc_cruise和飞行伪马赫数pseudoMa是否满足|acc_cruise|＞ε_a或|pseudoMa-Ma₀|＞ε_M，其中ε_a与ε_M为预设的加速度和马赫数阈值，若满足则将发动机转速调节标志位N_Cmd_adap置为1，并记录当前加速度acc_cruise；

步骤九、判断当前滚转角速度绝对值|ω_x|是否大于预设的滚转角速度阈值ω_ε，若大于，将滚转标志roll_flag置为1，否则将滚转标志roll_flag置为0；

步骤十、若发动机转速调节标志位N_Cmd_adap为1且滚转标志位roll_flag为0，则根据步骤八记录的导弹当前飞行加速度以及飞行马赫数与期望飞行马赫数Ma_d偏差分段确定发动机转速指令，具体为：

N_cmd＝N_cmdlast-floor(acc_cruise*M₃)*k₃-floor((pseudoMa-Ma_d)*M₄)*k₄

其中，N_cmdlast为上一步转速指令，M₃,M₄和k₃,k₄为系数；

通过上述步骤的操作，即得到动力增程滑翔飞行器定速巡航涡喷发动机转速调节值N_cmd；实现飞行器在一定速度范围内的定速巡航。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述组合导航系统为GPS和INS组合导航系统。