帶推力高超聲速飛行器非連續(xù)點(diǎn)火助推可有效提高再入飛行器靈活性和機(jī)動(dòng)性。為分析點(diǎn)火時(shí)刻和助推時(shí)長(zhǎng)對(duì)飛行器再入軌跡的影響,根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)機(jī)狀態(tài),改進(jìn)高斯偽譜法將非連續(xù)點(diǎn)火助推再入軌跡進(jìn)行分段優(yōu)化處理,實(shí)現(xiàn)不同點(diǎn)火時(shí)刻和助推時(shí)長(zhǎng)的再入軌跡優(yōu)化。發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí),利用高斯偽譜法生成滿足多約束條件的最優(yōu)再入軌跡;發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后,按照給定控制輸入,由數(shù)值積分計(jì)算生成再入軌跡。在分段點(diǎn)處附加約束條件,保證飛行器狀態(tài)在分段點(diǎn)處連續(xù)銜接。選取再入過(guò)程中A、B、C、D 4個(gè)典型時(shí)刻進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)一次點(diǎn)火和二次點(diǎn)火,以橫向航程最大為目標(biāo),設(shè)計(jì)仿真算例。研究結(jié)果表明:改進(jìn)的高斯偽譜法可有效求解帶推力飛行器非連續(xù)點(diǎn)火再入軌跡優(yōu)化;在助推發(fā)動(dòng)機(jī)總沖一定時(shí),點(diǎn)火時(shí)刻對(duì)飛行器再入軌跡影響明顯。

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【部分圖文】：

由(32)式和(33)式給出的飛行器阻力系數(shù)和升力系數(shù)，可得到CAV-H飛行器最大升阻比攻角剖面，如圖1所示。假設(shè)CAV-H飛行器再入的初始條件和終端條件如表1所示。

發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，一次性充分燃燒推進(jìn)劑，完成助推。由ce=T/(Ispg0)(g0為海平面重力加速度)可知，質(zhì)量流量為3.9252kg/s．由假設(shè)2可知，推進(jìn)劑總質(zhì)量為78.5kg.帶推力飛行器再入初始質(zhì)量為1003.7kg，采取與無(wú)動(dòng)力再入相同的初始條件(見(jiàn)表1)及約束條....

在圖2所示的4個(gè)時(shí)刻火點(diǎn)，分別施加不同推力大小、不同助推時(shí)長(zhǎng)的再入點(diǎn)火助推形式，對(duì)飛行器最終狀態(tài)進(jìn)行對(duì)比，如表3所示。由表3可知:在再入初始時(shí)刻A施加不同時(shí)長(zhǎng)的助推，相當(dāng)于改變?cè)偃氤跏妓俣�，�?duì)飛行器總的飛行時(shí)間有影響，但改變較小;在時(shí)刻B點(diǎn)火，由于飛行器氣動(dòng)能力不足，難以保持平衡....

圖6所示為高超聲速飛行器不同點(diǎn)火時(shí)刻助推與無(wú)動(dòng)力再入攻角對(duì)比。由圖6可見(jiàn)，在點(diǎn)火時(shí)刻C和D，攻角基本維持在最大升阻比攻角，因此將點(diǎn)火后助推段的攻角剖面選擇為最大升阻比攻角[22]。傾側(cè)角維持在0°，以保持飛行器升力僅存在于飛行航跡方向，從而盡量拉升飛行器，以取得最大的航程。圖5....

本文編號(hào)：4010648