CN114200828B - 一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法，该方法首先设计了可用过载指令解算策略，当可用过载能力ny_a大于预定程控指令ny_c1时，靶标跟踪程控指令，否则跟踪可用过载指令。通过设置速度保护门限Ma_lim将可用过载指令的解算分为两个部分，当速度高于门限Ma_lim时，可用过载能力ny_ah受限于通道舵最大偏转角度；当速度低于门限Ma_lim时，则必须确保靶标的速度增大至门限以上，因此可用过载能力ny_ad受限于最大推力。该算法通过在线实时解算出靶标可用过载能力ny_a，与预定程控指令ny_c1按照可用过载指令解算策略实时给靶标输出跟踪指令ny_c，保证了靶标持续大过载机动过程中的速度不小于速度保护门限，确保飞行安全。飞行试验结果证明了该方法的有效性。

Description

一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法

技术领域

本发明涉及一种超音速大机动靶标持续大过载机动时的防失速方法，特别涉及一种在大机动时阻力大于最大推力的靶标，通过在线解算靶标当前可用过载，确保靶标在持续大过载机动时最低速度可控，确保不会出现失速的风险。

背景技术

云雀超音速大机动靶标是西北工业大学联合西安航天动力研究所共同研制的一款高性能靶标，是国内首款具备模拟国外先进四、五代战斗机超音速大机动能力的靶标，填补了国内靶标超音速9g瞬时大过载机动的空白。为了实现对四、五代战斗机超音速机动能力的模拟，在靶标研制阶段动力系统的方案采用了两台液体火箭发动机，一台作为巡航发动机，另一台作为机动时的加力发动机，在机动时打开维持机动过程中推阻平衡，两台发动机推力大小的选取基于初步方案论证阶段的巡航阻力及机动阻力，两台发动机的最大推力分别为1200N、2800N。

然而，经过多轮次的方案迭代后，实际的靶标产品经过精确建模及风洞试验验证之后的阻力大于初步方案论证阶段的阻力，特别当大机动靶标在进行持续6g的大过载机动时，存在机动阻力大于最大4000N的情况。若在这种工况下，靶标仍旧跟踪预定6g持续过载指令，则会使得靶标的速度越来越低，与此同时攻角越来越大，阻力越来越大，导致速度进一步降低，可能导致机动结束的速度低于指标的要求，严重情况下可能造成靶失速失稳导致任务失败。确保飞行安全是飞行任务的重中之重，因此如何保证大机动靶标持续大过载机动时，在阻力大于推力的情况下，确保靶标机动飞行安全不出现失速的风险，是大机动靶标研制的一项关键技术。

发明内容

本发明针对大机动靶标持续大过载机动过程中防失速的问题，提出了一种基于速度保护的靶标可用过载指令在线生成方法。靶标在大过载机动过程中，通过跟踪过载指令完成相应机动任务，然而当过载指令跟踪时若机动阻力大于最大推力，靶标可能会出现失速风险，因此为确保靶标机动过程的飞行安全，设计了一种在线实时的靶标可用过载指令生成算法，根据当前时刻靶标的飞行高度、速度、保护速度等参数解算出当前的可用机动能力，并将其引入控制回路，实时生成靶标当前的过载控制指令。

本发明的技术构思为：为靶标设计在线过载指令生成算法，防止其在机动过程中出现失速风险，确保飞行安全性。大机动靶标程控过载控制及防失速过载控制原理框图如附图1、2所示，原理框图组成说明如下：

图1为大机动靶标程控过载控制结构框图，从图中可以看出，靶标的程控过载指令为n_yc1，直接进入弹上控制系统，弹上控制系统根据预先设计的控制律控制靶标机动飞行，但由于靶标持续大过载机动时的阻力大于靶标的最大推力，由此将导致靶标实际飞行时若按照程序设定的过载指令控制时将会导致靶标速度持续下降，存在失速的风险；

图2为大机动靶标防失速过载控制结构框图，从图中可以看出，靶标程序过载指令ny_c1，经过指令生成器，指令生成器是根据靶标的动力学特性进行设计，对程序过载指令进行修正，经过指令生成器输出的执行指令为n_yc，n_yc为此时靶标实时可用的过载能力，进入弹上控制系统，弹上控制系统根据预先设计的控制律控制靶标飞行，按此控制可使得靶标的速度下降范围可控，不会出现失速的风险。

本发明为一种超音速大机动靶标持续大过载机动时的防失速方法，包括以下步骤：

步骤1：设计防失速的可用过载指令解算方法

大机动靶标在进行持续大过载的机动时，首先需要设置一个速度保护门限Ma_lim，取值为当次机动允许的最小速度，将过载能力解算分为两个阶段，两个阶段的过载能力ny_a解算方法为：

式中，Ma为靶标的飞行马赫数，ny_ah表示当靶标的飞行马赫数大于Ma_lim时的过载能力，ny_ad表示当靶标的飞行马赫数小于等于Ma_lim时的过载能力。

设计靶标的防失速的可用过载指令ny_c为：

式中，ny_c1为靶标程序过载指令，ny_a为靶标过载能力。

步骤2：解算速度大于保护门限时的可用过载能力

当靶标机动速度大于速度保护门限Ma_lim时，认为此时的靶标处于安全速度范围，限制靶标机动能力的因素为最大俯仰通道舵偏δ_zlim，考虑1.25倍安全系数，设计可用的最大通道舵偏δ_zhmax＝0.8δ_zlim，鸭舵δ_c与升降舵δ_e采用1:1的分配比例，可用最大升降舵舵偏δ_eh及鸭舵舵偏δ_ch，

δ_eh＝-δ_ch＝δ_zhmax (3)

纵向通道俯仰力矩平衡时，满足下式

式中，α为靶标的攻角，δ_z为靶标的俯仰通道舵偏。

式中，

为俯仰力矩系数对攻角的偏导、对舵偏的偏导。

将式(3)带入式(4)得到

式中，

为俯仰力矩系数对升降舵偏、鸭舵舵偏的偏导，Ma为当前飞行马赫数，通过上式可求得当前飞行马赫数下，最大升降舵偏及鸭舵舵偏下对应的最大可用攻角α_h。

因此，靶标当前高度、马赫数下最大可用过载ny_ah为：

式中，q为当前动压，计算公式为q＝1/2ρV²，ρ为当地密度，V为靶标当前速度；s为靶标参考面积，

为法向力系数对攻角的偏导数，m为靶标当前质量，g为重力加速度。

步骤3：解算速度小于等于保护门限时的可用过载能力

当靶标机动速度小于等于速度保护门限Ma_lim时，认为此时的靶标的速度已不能再继续降低了，因此此时限制靶标机动能力的因素为靶标最大推力，考虑10％的气动力系数偏差，设计当前最大阻力D_d＝P_max/(1+10％)，P_max＝4000N为靶标机动时的最大推力。

靶标机动时均为正过载机动，对应攻角为正，与机动时攻角产生的阻力相比，升降舵及鸭舵产生的阻力可忽略不计，因此最大阻力D_d对应的最大可用攻角α_d为：

式中，q为当前动压，计算公式为q＝1/2ρV²，ρ为当地密度，V为靶标当前速度；s为靶标参考面积，

为阻力系数对攻角的偏导数，m为靶标当前质量，g为重力加速度。

因此，靶标当前高度、马赫数下最大可用过载ny_ad为：

本发明的有益效果为：在大机动靶标持续大过载机动阻力大于推力的情况下，通过设置机动速度保护门限，在线生成机动过载指令，来实现大机动靶标持续大过载机动过程中的速度不低于速度保护门限，确保机动过程中飞行安全。本发明工作方式简洁可靠。

附图说明

图1是本发明的大机动靶标的程控过载指令结构框图。

图2是本发明的大机动靶标的防失速过载控制结构框图。

图3是本发明的大机动靶标飞行试验机动段马赫数曲线。

图4是本发明的大机动靶标飞行试验机动段法向过载曲线及程控指令。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，参照附图1-2对本发明做进一步说明。

所发明可用过载指令在线解算方法包含以下步骤：

步骤1：设计防失速的可用过载指令解算方法

大机动靶标在进行持续大过载的机动时，首先需要设置一个速度保护门限Ma_lim，取值为当次机动允许的最小速度，将过载能力解算分为两个阶段，两个阶段的过载能力解算方法为：

设计靶标的防失速的可用过载指令为：

步骤2：解算速度大于保护门限时的可用过载能力

当靶标机动速度大于速度保护门限Ma_lim时，认为此时的靶标处于安全速度范围，限制靶标机动能力的因素为最大俯仰通道舵偏δ_zlim，考虑1.25倍安全系数，设计可用的最大通道舵偏δ_zhmax＝0.8δ_zlim，鸭舵δ_c与升降舵δ_e采用1:1的分配比例，可用最大升降舵舵偏及鸭舵舵偏，

δ_eh＝-δ_ch＝δ_zhmax (11)

纵向通道俯仰力矩平衡时，满足下式

式中，

为俯仰力矩系数对攻角的偏导、对舵偏的偏导。

将式(2)带入式(3)

式中，

为俯仰力矩系数对升降舵偏、鸭舵舵偏的偏导，Ma为当前飞行马赫，通过上式可求得当前飞行马赫数下，最大升降舵偏及鸭舵舵偏下对应的最大可用攻角α_h。

因此，靶标当前高度、马赫数下最大可用过载为：

式中，q为当前动压，计算公式为q＝1/2ρV²，ρ为当地密度，V为靶标当前速度；s为靶标参考面积，

为法向力系数对攻角的偏导数，m为靶标当前质量，g为重力加速度。

步骤3：解算速度小于等于保护门限时的可用过载能力

当靶标机动速度小于等于速度保护门限Ma_lim时，认为此时的靶标的速度已不能再继续降低了，因此此时限制靶标机动能力的因素为靶标最大推力，考虑10％的气动力系数偏差，设计当前最大阻力D_d＝P_max/(1+10％)，P_max＝4000N为靶标机动时的最大推力。

靶标机动时均为正过载机动，对应攻角为正，与机动时攻角产生的阻力相比，升降舵及鸭舵产生的阻力可忽略不计，因此最大阻力D_d对应的最大可用攻角α_d为：

式中，q为当前动压，计算公式为q＝1/2ρV²，ρ为当地密度，V为靶标当前速度；s为靶标参考面积，

为阻力系数对攻角的偏导数，m为靶标当前质量，g为重力加速度。

因此，靶标当前高度、马赫数下最大可用过载为：

该方法经过飞行试验的验证。对于实施例，本发明所设计方法的参数选取为：ny_c1＝6g，Ma_lim＝1.1，δ_zlim＝15°，δ_zhmax＝0.8δ_zlim＝12°，g＝9.8。

大机动靶标机动段法向过载曲线及程控指令如图3所示，机动段马赫数曲线如图4所示。从图3中可以看出，机动的程控过载指令为6g，而实际飞行的过载程控过载指令并没有跟踪预定的程控指令。这是由于机动开始时靶标的速度较低，低于速度保护门限1.1Ma，因此在机动开始后为了使速度大于保护门限，过载跟踪的是在线解算的可用过载指令，从图4中可以看出，机动开始后靶标的速度逐渐增加直至稳定在速度保护门限1.1Ma左右。由结果可以看出，该方法有效，具有较高的工程价值。

Claims (2)

1.一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：设计防失速的可用过载指令解算方法；

大机动靶标在进行持续大过载的机动时，需要设置一个速度保护门限Ma_lim，取值为当次机动允许的最小速度，将过载能力解算分为两个阶段；

步骤2：解算速度大于保护门限时的可用过载能力；

当靶标机动速度大于速度保护门限Ma_lim时，认为此时的靶标处于安全速度范围，限制靶标机动能力的因素为最大俯仰通道舵偏δ_zlim；

步骤3：解算速度小于等于保护门限时的可用过载能力；

当靶标机动速度小于等于速度保护门限Ma_lim时，认为此时的靶标的速度已不能再继续降低了，因此此时限制靶标机动能力的因素为靶标最大推力，考虑10％的气动力系数偏差，设计当前最大阻力D_d＝P_max/(1+10％)，P_max＝4000N为靶标机动时的最大推力；

在步骤1中，两个阶段的过载能力ny_a解算方法为：

式中，Ma为靶标的飞行马赫数，ny_ah表示当靶标的飞行马赫数大于Ma_lim时的过载能力，ny_ad表示当靶标的飞行马赫数小于等于Ma_lim时的过载能力；

设计靶标的防失速的可用过载指令ny_c为：

式中，ny_c1为靶标程序过载指令，ny_a为靶标过载能力；

在步骤2中，考虑1.25倍安全系数，设计可用的最大通道舵偏

δ_zhmax＝0.8δ_zlim，鸭舵δ_c与升降舵δ_e采用1:1的分配比例，可用最大升降舵舵偏δ_eh及鸭舵舵偏δ_ch，

δ_eh＝-δ_ch＝δ_zhmax (3)

纵向通道俯仰力矩平衡时，满足下式

式中，α为靶标的攻角，δ_z为靶标的俯仰通道舵偏；

式中，

为俯仰力矩系数对攻角的偏导、对舵偏的偏导；

将式(3)带入式(4)得到

式中，

为俯仰力矩系数对升降舵偏、鸭舵舵偏的偏导，Ma为当前飞行马赫数，通过上式可求得当前飞行马赫数下，最大升降舵偏及鸭舵舵偏下对应的最大可用攻角α_h；

因此，靶标当前高度、马赫数下最大可用过载ny_ah为：

式中，q为当前动压，计算公式为q＝1/2ρV²，ρ为当地密度，V为靶标当前速度；s为靶标参考面积，

为法向力系数对攻角的偏导数，m为靶标当前质量，g为重力加速度；

在步骤3中，靶标机动时均为正过载机动，对应攻角为正，与机动时攻角产生的阻力相比，升降舵及鸭舵产生的阻力可忽略不计，因此最大阻力D_d对应的最大可用攻角α_d为：

式中，q为当前动压，计算公式为q＝1/2ρV²，ρ为当地密度，V为靶标当前速度；s为靶标参考面积，

为阻力系数对攻角的偏导数，m为靶标当前质量，g为重力加速度；

因此，靶标当前高度、马赫数下最大可用过载ny_ad为：

2.根据权利要求1所述的一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法，其特征在于：参数选取为：ny_c1＝6g_，Ma_lim＝1.1，δ_zlim＝15°，δ_zhmax＝0.8δ_zlim＝12°，g＝9.8。

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