CN110456810B - 高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法 - Google Patents

高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法 Download PDF

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CN110456810B CN201910702368.5A CN201910702368A CN110456810B CN 110456810 B CN110456810 B CN 110456810B CN 201910702368 A CN201910702368 A CN 201910702368A CN 110456810 B CN110456810 B CN 110456810B
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Abstract

本发明公开了一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法，涉及高超声速飞行器技术领域。滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括：根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0＜t01＜t1；根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。本发明有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计。

Description

高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体是涉及一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法。
背景技术
随着空天一体化技术发展，高超声速飞行器成为世界大国重点发展的新领域武器装备，采用“助推+滑翔”轨迹飞行的高超声速飞行器是其中重点研究方向。该类飞行器由“助推器”+“滑翔飞行器”组成，全程在离地表20～100km高度范围内的临近空间内飞行，主要采用“助推器耗尽关机+爆炸螺栓/级间切割索+分离火箭”或“推力终止装置+爆炸螺栓/级间切割索+分离火箭”的冷分离方式。
助推器与滑翔飞行器头体分离系统的设计是高超声速飞行器总体设计的关键技术之一，头体分离点位于20km～40km低空大气层附近，分离点最大飞行马赫数达6Ma以上，助推飞行末段飞行器临界静稳或静不稳定，大动压条件下分离初始姿态控制困难；滑翔飞行器采用大升力面外形、大升力面通道滑翔飞行器静不稳定度大，分离时间段内气动干扰对滑翔飞行器姿态干扰剧烈，分离段时间要求短，且滑翔飞行器起控困难；为最大提高滑翔飞行器速度，滑翔飞行器结构空间约束与质量约束大，可设计分离火箭推力最大值小。因此，低空大气层内高超声速飞行器头体分离存在分离初始姿态控制困难、分离力小、气动干扰大、滑翔飞行器起控难度大等难点。
发明内容
针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法，有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计。
本发明提供一种高超声速飞行器头体分离系统的设计方法，滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，所述方法包括：
根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0＜t01＜t1；
根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。
在上述技术方案的基础上，所述分离导向装置包括设于滑翔飞行器后端框的导向销以及设于助推器分离体前端框的导向销孔，导向销与导向销孔相配合。
在上述技术方案的基础上，根据高超声速飞行器在主动飞行末段的飞行参数，确定所述助推器残余推力设定值F助0和头体分离起始时刻t0；
根据滑翔飞行器在头体分离段的飞行参数以及所述导向销与导向销孔的接触作用，确定所述脱离接触时刻t01；
根据滑翔飞行器在头体分离段和起控段的飞行参数以及所述导向销与导向销孔的接触作用，确定滑翔飞行器的姿态角速率和所述起控时刻t1。
在上述技术方案的基础上，在主动飞行末段，t≤t0，所述助推器残余推力设定值F助0和头体分离起始时刻t0根据以下公式确定：
Figure BDA0002151183860000031
当F助·l·sina＝Cm·q·Sr·Lr+ξM时，t＝t0，F助0＝F助，
其中，F助为主动飞行末段助推器的残余推力值，l为F助的作用点至高超声速飞行器的质心的距离，a为F助与高超声速飞行器的轴线在俯仰/偏航方向的夹角，Cm为高超声速飞行器的俯仰/偏航气动力矩系数，q为高超声速飞行器的俯仰/偏航动压值，Sr为高超声速飞行器的气动参考面积，Lr为高超声速飞行器的参考长度，ξM为干扰力矩项，V为高超声速飞行器的速度，ρ为大气密度。
在上述技术方案的基础上，所述脱离接触时刻t01根据以下公式确定：
Figure BDA0002151183860000032
其中，MI1Z为滑翔飞行器大升力面通道所受的气动力矩，MI1Z(t01)为MI1Z在t＝t01的值，MJZ为滑翔飞行器大升力面通道所受的接触力矩，MJZ(t01)为MJZ在t＝t01的值，F为导向销与导向销孔相碰撞产生的接触力，k为接触刚度，e为接触力指数，d(t)为导向销与导向销孔沿接触部位法线方向的刺入深度，L1为导向销至滑翔飞行器的质心的距离。
在上述技术方案的基础上，根据起控段滑翔飞行器所受力矩和起控时长(t2-t1)，确定所述起控时刻t1的滑翔飞行器的姿态角速率w1t1，t1≤t＜t2，t2为起控结束时刻，
Figure BDA0002151183860000041
其中，JI为滑翔飞行器各轴的转动惯量，w2为起控段内滑翔飞行器的姿态角速率，MI2为滑翔飞行器在起控段内所受的气动力矩；
根据头体分离段滑翔飞行器所受的力矩、所述脱离接触时刻t01和所述起控时刻t1的滑翔飞行器姿态角速率w1t1，确定所述起控时刻t1，
Figure BDA0002151183860000042
Figure BDA0002151183860000043
其中，w1为头体分离段内滑翔飞行器的姿态角速率，MI1为滑翔飞行器在头体分离段内所受的气动力矩，MJ为导向销对滑翔飞行器的接触力矩，w1t0为t0时刻滑翔飞行器的姿态角速率，w1t01为t01时刻滑翔飞行器的姿态角速率。
在上述技术方案的基础上，所述分离火箭的推力和导向销的导向长度L根据以下公式确定，
Figure BDA0002151183860000044
L＝dx(t01)，
其中，xI为头体分离段内滑翔飞行器沿X轴的移动距离，xII为助推器沿X轴的移动距离，X轴为高超声速飞行器的轴向方向，FCAI为滑翔飞行器在X轴方向所受的气动力，FCAII为助推器在X轴方向所受的气动力，FP为分离火箭沿X轴的推力合力值，mI为滑翔飞行器的质量，mII为助推器的质量，dx为滑翔飞行器和助推器沿X轴的相对分离距离，dx(t01)为dx在t01时刻的值。
本发明还提供一种高超声速飞行器头体分离控制方法，滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L基于上述的高超声速飞行器头体分离系统的设计方法确定；
根据高超声速飞行器的实际飞行参数以及分离导向装置的接触作用，确定头体分离实际起始时刻
Figure BDA0002151183860000051
实际起控时刻
Figure BDA0002151183860000052
和助推器残余推力实际值
Figure BDA0002151183860000053
在
Figure BDA0002151183860000054
时刻发出头体分离指令，指示分离解锁装置解锁和分离火箭点火；
在
Figure BDA0002151183860000055
时刻发出起控指令，指示滑翔飞行器开始起控；
经过起控时长，滑翔飞行器完成起控，头体分离结束。
在上述技术方案的基础上，所述头体分离实际起始时刻
Figure BDA0002151183860000056
和助推器残余推力实际值
Figure BDA0002151183860000057
根据以下公式确定，
Figure BDA0002151183860000058
其中，CA为高超声速飞行器轴向气动力系数，Nx为实际飞行弹道中的轴向过载，m为高超声速飞行器的质量，g为重力加速度，θ为高超声速飞行器弹体轴线与大地水平面的夹角。
本发明还提供一种高超声速飞行器头体分离系统，其包括：
设于助推器中的分离火箭；
分离导向装置，其包括设于滑翔飞行器后端框的导向销，导向销与助推器分离体前端框的导向销孔相配合；
控制器，其用于根据高超声速飞行器的实际飞行参数以及导向销与导向销孔的接触作用，确定头体分离实际起始时刻
Figure BDA0002151183860000061
实际起控时刻
Figure BDA0002151183860000062
和助推器残余推力实际值
Figure BDA0002151183860000063
还用于在
Figure BDA0002151183860000064
时刻发出头体分离指令，指示分离火工品工作和分离火箭点火；在
Figure BDA0002151183860000065
时刻发出起控指令，指示滑翔飞行器开始起控；
其中，分离火箭的推力以及导向销的导向长度L基于上述的高超声速飞行器头体分离系统的设计方法确定。
与现有技术相比，本发明实施例高超声速飞行器的滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括：根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0＜t01＜t1；根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L，方法简单，有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计，且利于工程实现。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是高超声速飞行器的示意图；
图2是高超声速飞行器头体分离过程；
图3是本发明实施例高超声速飞行器头体分离系统的设计方法流程图；
图4A是本发明实施例分离导向装置的示意图；
图4B是本发明实施例导向销的结构示意图；
图5是步骤S110的具体流程图；
图6是本发明实施例高超声速飞行器头体分离控制方法流程图；
图7是本发明实施例高超声速飞行器头体分离系统示意图。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步的详细描述。
本发明实施例提供一种高超声速飞行器头体分离系统的设计方法，滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向。
参见图1所示，高超声速飞行器包括助推器与滑翔飞行器，高超声速飞行器的轴向方向为X轴，从助推器到滑翔飞行器为X轴正方向，Y轴和Z轴均垂直于X轴，且正方向朝向高超声速飞行器的外部，Z轴位于高超声速飞行器的大升力面。
参见图2所示，在设计阶段，高超声速飞行器头体分离过程包括主动飞行末段t≤t0、头体分离段t0≤t＜t1和起控段t1≤t＜t2，高超声速飞行器的头体分离时序包括：
1号点：高超声速飞行器进入主动飞行末段，开始辨识计算助推器残余推力值F助。
2号点：头体分离起始时刻t0，助推器残余推力值达到助推器残余推力设定值F助0，则分离解锁装置(爆炸螺栓或切割索等)解锁，分离火箭点火，在分离火箭推力作用下，助推器与滑翔飞行器开始分离。
3号点：脱离接触时刻t01，导向销与导向销孔脱离。
4号点：滑翔飞行器开始起控时刻t1，X轴相对分离距离大于最小要求值dx，且滑翔飞行器的姿态角速率小于滑翔飞行器允许的最大姿态角速率W1t1 max，滑翔飞行器开始起控。
5号点：滑翔飞行器起控结束时刻t2，滑翔飞行器完成起控，头体分离结束。
参见图3所示，高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括：
S110根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0＜t01＜t1。
S120根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。
具体的，高超声速飞行器在主动飞行段末段要求可控，能够控制主动飞行末段的起始姿态及姿态角速率，起控段的起控时间(t2-t1)给定。
本发明实施例计算助推器残余推力设定值F助0，并确定高超声速飞行器的头体分离时序，然后根据头体分离段滑翔飞行器与助推器的受力和相对分离距离，确定分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L，从而确定头体分离过程中各环节的关键参数，方法简单，有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计，且利于工程实现。
在一种可选的实施方式中，在步骤S120之后，高超声速飞行器头体分离系统的设计方法还包括：
S130根据分离火箭的推力和结构空间约束条件，确定分离火箭的安装角度、数量和单台分离火箭推力值；确定分离解锁装置(爆炸螺栓或切割索等)；根据分离导向装置的导向长度L，确定分离导向装置的数量和分布。
分离导轨是传统的分离导向装置，现有的分离导轨一般长度较长，只在一个径向方向起作用，间隙较大，导致强度较弱且导向作用差，而且在低空大气层内，导向时间过长可能产生反向干扰作用。
参见图4A所示，在一种可选的实施方式中，分离导向装置包括设于滑翔飞行器后端框的导向销，以及设于助推器分离体前端框的导向销孔，导向销与导向销孔相配合。
参见图4B所示，导向销包括安装段和导向段，安装段固定安装在滑翔飞行器后端框，导向段的总长度为L，与助推器分离体前端框的导向销孔相配合，导向段与导向销孔的间隙值为r，依据工程经验一般取1mm～2mm。导向段可以是如图4B的圆柱形，也可以采用圆锥形，导向销的数量可以是多个，不作限定。
在步骤S130中，根据分离导向装置的导向长度L，确定导向销的数量和分布。
在头体分离时，导向销具有分离导向作用，助推器通过导向销与滑翔飞行器产生接触力矩，抑制由气动干扰力矩而引起的滑翔飞行器姿态发散。分离导向装置设计为导向销与导向销孔，与传统的分离导轨相比，导向销较短，强度较大，而且可以采用多个导向销(例如四个)，在低空大气层内较大的气动干扰下，导向间隙更小，强度高，导向作用更好，分离导向装置的结构简化，并更加适合高超声速飞行器的结构特性需求。
进一步的，参见图5所示，步骤S110包括：
S111根据高超声速飞行器在主动飞行末段的飞行参数，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离起始时刻t0。
S112根据滑翔飞行器在头体分离段的飞行参数以及导向销与导向销孔的接触作用，确定脱离接触时刻t01。
S113根据滑翔飞行器在头体分离段和起控段的飞行参数以及导向销与导向销孔的接触作用，确定滑翔飞行器的姿态角速率和起控时刻t1。
进一步的，在步骤S111中，在主动飞行末段，t≤t0，高超声速飞行器要求可控，能够控制主动飞行末段的起始姿态及姿态角速率，高超声速飞行器在主动飞行末段的飞行参数包括结构参数(例如质心)、助推器残余推力值和气动参数(例如气动力矩系数、俯仰/偏航动压值和夹角、气动参考面积、干扰力矩等)等。
头体分离起始时刻t0和助推器残余推力设定值F助0根据以下公式(1)确定：
Figure BDA0002151183860000101
当F助·l·sina＝Cm·q·Sr·Lr+ξM时，t＝t0，F助0＝F助，
其中，F助为主动飞行末段助推器残余推力值，l为F助的作用点至高超声速飞行器的质心的距离，质心可根据飞行时刻实时计算出，a为F助与高超声速飞行器的轴线在俯仰/偏航方向的夹角，Cm为高超声速飞行器的俯仰/偏航气动力矩系数，Cm可以依据理论飞行弹道攻角和马赫数等参数、以及插值风洞试验数据获得；q为高超声速飞行器的俯仰/偏航动压值，Sr为高超声速飞行器的气动参考面积，Lr为高超声速飞行器的参考长度，ξM为干扰力矩项，V为高超声速飞行器的速度，ρ为大气密度，V和ρ均可由理论飞行弹道获得。
进一步的，在步骤S112中，脱离接触时刻t01为导向销脱离导向销孔的时刻，由头体分离段滑翔飞行器大升力面通道所受的力矩决定，滑翔飞行器在头体分离段的飞行参数包括滑翔飞行器大升力面通道所受的气动力矩、接触力矩、导向销与导向销孔相碰撞产生的接触力和参数等。
脱离接触时刻t01根据以下公式(2)确定：
Figure BDA0002151183860000111
其中，MI1Z为滑翔飞行器大升力面通道所受的气动力矩，MI1Z(t01)为MI1Z在t＝t01的值，MJZ为滑翔飞行器大升力面通道所受的接触力矩，MJZ(t01)为MJZ在t＝t01的值，F为导向销与导向销孔相碰撞产生的接触力，k为接触刚度，e为接触力指数，d(t)为导向销与导向销孔沿接触部位法线方向的刺入深度，L1为导向销至滑翔飞行器的质心的距离。
具体的，d(t)根据导向销和导向销孔的材料、导向销与导向销孔的间隙r、MJZ以及MI1Z确定，可由Hertz碰撞模型理论分析或试验获得。根据公式(2)进行迭代计算，确定脱离接触时刻t01。
进一步的，步骤S113包括：
S1131根据起控段滑翔飞行器所受的力矩和起控时长(t2-t1)，确定起控时刻t1的滑翔飞行器的姿态角速率w1t1，t1≤t＜t2，t2为起控结束时刻，滑翔飞行器在头体分离段和起控段的飞行参数包括滑翔飞行器各轴的转动惯量、姿态角速率、气动力矩、导向销对滑翔飞行器的接触力矩等。
起控时刻t1的滑翔飞行器的姿态角速率w1t1根据以下公式(3)确定：
Figure BDA0002151183860000121
其中，JI为滑翔飞行器各轴的转动惯量，w2为起控段内滑翔飞行器的姿态角速率，MI2为滑翔飞行器在起控段内所受的气动力矩。
S1132根据头体分离段滑翔飞行器所受的力矩、脱离接触时刻t01和起控时刻t1的滑翔飞行器姿态角速率w1t1，确定起控时刻t1，
Figure BDA0002151183860000122
Figure BDA0002151183860000123
其中，w1为头体分离段内滑翔飞行器的姿态角速率，MI1为滑翔飞行器在头体分离段内所受的气动力矩，MJ为导向销对滑翔飞行器的接触力矩，w1t0为t0时刻滑翔飞行器的姿态角速率，w1t01为t01时刻滑翔飞行器的姿态角速率。
除了上述步骤S111至S113，还可以按照其他顺序执行步骤S110，例如，在一种实施方式中，步骤S110包括：
S111根据高超声速飞行器在主动飞行末段的飞行参数，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离起始时刻t0。
S112′根据滑翔飞行器在起控段的飞行参数，确定起控时刻t1的滑翔飞行器的姿态角速率w1t1。
S113′根据滑翔飞行器在头体分离段的飞行参数以及导向销与导向销孔的接触作用，确定脱离接触时刻t01。
S114′根据滑翔飞行器在头体分离段的飞行参数以及导向销与导向销孔的接触作用，确定滑翔飞行器的姿态角速率和起控时刻t1。
其中，步骤S111和S112′的执行顺序不作限定。
进一步的，在步骤S120中，分离火箭的推力和导向销的导向长度L根据以下公式(6)和(7)确定，
Figure BDA0002151183860000131
L＝dx(t01)(7)，
其中，xI为头体分离段内滑翔飞行器沿X轴的移动距离，xII为助推器沿X轴的移动距离，X轴为高超声速飞行器的轴向方向，FCAI为滑翔飞行器在X轴方向所受的气动力，FCAII为助推器在X轴方向所受的气动力，FP为分离火箭沿X轴的推力合力值，mI为滑翔飞行器的质量，mII为助推器的质量，dx为滑翔飞行器和助推器沿X轴的相对分离距离，dx(t01)为dx在t01时刻的值。
求解公式(6)时，X轴相对分离距离大于最小要求值dx，且滑翔飞行器的姿态角速率小于滑翔飞行器允许的最大姿态角速率W1t1 max。
本发明实施例通过对头体分离过程中各环节关键参数进行求解获得分离火箭的推力等关键参数最小值，在确保头体分离过程安全可靠的同时，可有效完成分离系统优化设计，从而降低高超声速飞行器的总质量。
本发明实施例对高超声速飞行器头体分离过程中的关键参数进行求解，根据主动飞行末段稳定控制需求以及飞行过程中助推器残余推力值辨识计算确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离起始时刻t0；在起控段确定起控时刻t1的滑翔飞行器的姿态角速率w1t1；在头体分离段计算助推器与滑翔飞行器的相对分离距离、滑翔飞行器的姿态角速率、分离导向装置的接触力及力矩，求解脱离接触时刻t01、起控时刻t1、分离火箭的推力和导向长度L等关键参数；结合结构空间约束，完成分离解锁装置(爆炸螺栓或切割索等)和分离火箭的设计，完成头体分离系统的设计，能够很好地应用于工程实际。
本发明实施例还提供一种高超声速飞行器头体分离控制方法，滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L基于前述实施例高超声速飞行器头体分离系统的设计方法确定。
参见图6所示，高超声速飞行器头体分离控制方法包括：
S210根据高超声速飞行器的实际飞行参数以及分离导向装置的接触作用，确定头体分离实际起始时刻
Figure BDA0002151183860000141
实际起控时刻
Figure BDA0002151183860000142
和助推器残余推力实际值
Figure BDA0002151183860000143
S220在头体分离实际起始时刻
Figure BDA0002151183860000144
发出头体分离指令，指示分离解锁装置解锁和分离火箭点火。
S230在实际起控时刻
Figure BDA0002151183860000145
发出起控指令，指示滑翔飞行器开始起控。
S240经过起控时长，在起控结束时刻
Figure BDA00021511838600001511
滑翔飞行器完成起控，头体分离结束。
根据前述实施例中确定的头体分离起始时刻t0和起控时刻t1，可以得到时长Δt1＝t1-t0。实际起控时刻
Figure BDA00021511838600001512
根据时长Δt1＝t1-t0得到，实际起控时刻
Figure BDA00021511838600001513
在步骤S220和S230之间，在t01时刻，导向销与导向销孔脱离接触。起控结束时刻
Figure BDA0002151183860000151
根据给定的起控时长
Figure BDA0002151183860000152
确定。
在一种可选的实施方式中，在步骤S210中，头体分离实际起始时刻
Figure BDA0002151183860000153
和助推器残余推力实际值
Figure BDA0002151183860000154
根据以下公式(8)确定：
Figure BDA0002151183860000155
其中，CA为高超声速飞行器轴向气动力系数，Nx为实际飞行弹道中的轴向过载，m为高超声速飞行器的质量，g为重力加速度，θ为高超声速飞行器弹体轴线与大地水平面的夹角。
参见图7所示，本发明实施例还提供一种高超声速飞行器头体分离系统，其包括设于助推器中的分离火箭、分离导向装置和控制器。
分离导向装置包括设于滑翔飞行器后端框的导向销，导向销与助推器分离体前端框的导向销孔相配合。其中，分离火箭的推力以及导向销的导向长度L基于前述实施例高超声速飞行器头体分离系统的设计方法确定。
控制器用于根据高超声速飞行器的实际飞行参数以及导向销与导向销孔的接触作用，确定头体分离实际起始时刻
Figure BDA0002151183860000156
实际起控时刻
Figure BDA0002151183860000157
和助推器残余推力实际值
Figure BDA0002151183860000158
还用于在
Figure BDA0002151183860000159
时刻发出头体分离指令，指示分离火工品工作和分离火箭点火；在
Figure BDA00021511838600001510
时刻发出起控指令，指示滑翔飞行器开始起控。
在一种实施方式中，控制器设置在高超声速飞行器上，控制器包括计算单元和执行单元。
计算单元用于根据高超声速飞行器的实际飞行参数以及导向销与导向销孔的接触作用，确定头体分离实际起始时刻
Figure BDA0002151183860000161
实际起控时刻
Figure BDA0002151183860000162
和助推器残余推力实际值
Figure BDA0002151183860000163
执行单元用于在
Figure BDA0002151183860000164
时刻发出头体分离指令，指示分离火工品工作和分离火箭点火；在
Figure BDA0002151183860000165
时刻发出起控指令，指示滑翔飞行器开始起控。
本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (4)

1.一种高超声速飞行器头体分离系统的设计方法，其特征在于，滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，所述方法包括：
根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0<t01<t1；
根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L；
所述分离导向装置包括设于滑翔飞行器后端框的导向销以及设于助推器分离体前端框的导向销孔，导向销与导向销孔相配合；
根据高超声速飞行器在主动飞行末段的飞行参数，确定所述助推器残余推力设定值F助0和头体分离起始时刻t0；
根据滑翔飞行器在头体分离段的飞行参数以及所述导向销与导向销孔的接触作用，确定所述脱离接触时刻t01；
根据滑翔飞行器在头体分离段和起控段的飞行参数以及所述导向销与导向销孔的接触作用，确定滑翔飞行器的姿态角速率和所述起控时刻t1；在主动飞行末段，t≤t0，所述助推器残余推力设定值F助0和头体分离起始时刻t0根据以下公式确定：
Figure FDA0003482773900000011
当F助·l·sin a＝Cm·q·Sr·Lr+ξM时，t＝t0，F助0＝F助，
其中，F助为主动飞行末段助推器的残余推力值，l为F助的作用点至高超声速飞行器的质心的距离，a为F助与高超声速飞行器的轴线在俯仰/偏航方向的夹角，Cm为高超声速飞行器的俯仰/偏航气动力矩系数，q为高超声速飞行器的俯仰/偏航动压值，Sr为高超声速飞行器的气动参考面积，Lr为高超声速飞行器的参考长度，ξM为干扰力矩项，V为高超声速飞行器的速度，ρ为大气密度；
所述脱离接触时刻t01根据以下公式确定：
Figure FDA0003482773900000021
其中，MI1Z为滑翔飞行器大升力面通道所受的气动力矩，MI1Z(t01)为MI1Z在t＝t01的值，MJZ为滑翔飞行器大升力面通道所受的接触力矩，MJZ(t01)为MJZ在t＝t01的值，F为导向销与导向销孔相碰撞产生的接触力，k为接触刚度，e为接触力指数，d(t)为导向销与导向销孔沿接触部位法线方向的刺入深度，L1为导向销至滑翔飞行器的质心的距离；
根据起控段滑翔飞行器所受力矩和起控时长(t2-t1)，确定所述起控时刻t1的滑翔飞行器的姿态角速率w1t1，t1≤t<t2，t2为起控结束时刻，
Figure FDA0003482773900000022
其中，JI为滑翔飞行器各轴的转动惯量，w2为起控段内滑翔飞行器的姿态角速率，MI2为滑翔飞行器在起控段内所受的气动力矩；
根据头体分离段滑翔飞行器所受的力矩、所述脱离接触时刻t01和所述起控时刻t1的滑翔飞行器姿态角速率w1t1，确定所述起控时刻t1，
Figure FDA0003482773900000023
Figure FDA0003482773900000031
其中，w1为头体分离段内滑翔飞行器的姿态角速率，MI1为滑翔飞行器在头体分离段内所受的气动力矩，MJ为导向销对滑翔飞行器的接触力矩，w1t0为t0时刻滑翔飞行器的姿态角速率，w1t01为t01时刻滑翔飞行器的姿态角速率；
所述分离火箭的推力和导向销的导向长度L根据以下公式确定，
Figure FDA0003482773900000032
L＝dx(t01)，
其中，xI为头体分离段内滑翔飞行器沿X轴的移动距离，xII为助推器沿X轴的移动距离，X轴为高超声速飞行器的轴向方向，FCAI为滑翔飞行器在X轴方向所受的气动力，FCAII为助推器在X轴方向所受的气动力，FP为分离火箭沿X轴的推力合力值，mI为滑翔飞行器的质量，mII为助推器的质量，dx为滑翔飞行器和助推器沿X轴的相对分离距离，dx(t01)为dx在t01时刻的值。
2.一种高超声速飞行器头体分离控制方法，其特征在于：
滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L基于权利要求1所述的高超声速飞行器头体分离系统的设计方法确定；
根据高超声速飞行器的实际飞行参数以及分离导向装置的接触作用，确定头体分离实际起始时刻
Figure FDA0003482773900000041
实际起控时刻
Figure FDA0003482773900000042
和助推器残余推力实际值
Figure FDA0003482773900000043
在
Figure FDA0003482773900000044
时刻发出头体分离指令，指示分离解锁装置解锁和分离火箭点火；
在
Figure FDA0003482773900000045
时刻发出起控指令，指示滑翔飞行器开始起控；
经过起控时长，滑翔飞行器完成起控，头体分离结束。
3.如权利要求2所述的高超声速飞行器头体分离控制方法，其特征在于：
所述头体分离实际起始时刻
Figure FDA0003482773900000046
和助推器残余推力实际值
Figure FDA0003482773900000047
根据以下公式确定，
Figure FDA0003482773900000048
其中，CA为高超声速飞行器轴向气动力系数，Nx为实际飞行弹道中的轴向过载，m为高超声速飞行器的质量，g为重力加速度，θ为高超声速飞行器弹体轴线与大地水平面的夹角。
4.一种高超声速飞行器头体分离系统，其特征在于，其包括：
设于助推器中的分离火箭；
分离导向装置，其包括设于滑翔飞行器后端框的导向销，导向销与助推器分离体前端框的导向销孔相配合；
控制器，其用于根据高超声速飞行器的实际飞行参数以及导向销与导向销孔的接触作用，确定头体分离实际起始时刻
Figure FDA0003482773900000049
实际起控时刻
Figure FDA00034827739000000410
和助推器残余推力实际值
Figure FDA00034827739000000411
还用于在
Figure FDA00034827739000000412
时刻发出头体分离指令，指示分离火工品工作和分离火箭点火；在
Figure FDA00034827739000000413
时刻发出起控指令，指示滑翔飞行器开始起控；
其中，分离火箭的推力以及导向销的导向长度L基于权利要求1所述的高超声速飞行器头体分离系统的设计方法确定。
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