飛行器再入走廊設(shè)計與分析

飛行器再入走廊設(shè)計與分析,飛行器,再入,走廊,設(shè)計,分析 飛行器再入走廊設(shè)計與分析 答辯人：王應(yīng)超專業(yè)：自動化 指導(dǎo)老師：石國祥：題目：飛行器再入走廊設(shè)計與分析w指導(dǎo)思想：航天飛行器從大氣層外返回地球時，初始再入時本身就具有很高的速度，且再入過程中其巨大的勢能還要轉(zhuǎn)化為動能。這種情況下若不對飛行器的飛行狀態(tài)進(jìn)行控制，使其飛行狀態(tài)約束在熱防護(hù)結(jié)構(gòu)、飛行器的過載和動壓所允許的條件下，則飛行器很可能難以安全返回。飛行器再入過程中要滿足的熱流、動壓、過載和擬平衡滑翔條件約束共同限制了再入軌跡的可行范圍，將再入軌跡限制在一個特定的區(qū)域內(nèi)，即形成所謂的再入走廊。再入走廊能夠非常直觀地勾畫出滿足飛行約束條件的上下邊界，可以清楚的看出由飛行約束數(shù)學(xué)模型轉(zhuǎn)化得到的飛行走廊邊界圖形，它對開展再入軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)律設(shè)計具有非常重要的意義。w目的要求：(1)建立再入飛行約束的數(shù)學(xué)模型，重點對熱流、過載和動壓三類約束進(jìn)行數(shù)學(xué)描述；(2)推導(dǎo)擬平衡滑翔條件的數(shù)學(xué)模型；(3)討論再入走廊剖面描述方式，將熱流、過載、動壓三類約束數(shù)學(xué)模型和擬平衡滑翔條件轉(zhuǎn)換成再入走廊邊界的形式，分析上下邊界性質(zhì)；(4)對再入走廊范圍進(jìn)行分析，給出各種約束值與氣動參數(shù)發(fā)生變化時對再入走廊造成的影響。研究背景與意義w再入高超聲速飛行器的概念是隨著實施空間攻防對抗、空天作戰(zhàn)的要求而提出的。隨著攔截技術(shù)的發(fā)展，導(dǎo)彈防御系統(tǒng)正逐步升級，具備陸、海、空、天“四維一體”的防御能力，對彈道導(dǎo)彈助推段、中段、末段都具有摧毀能力。因此導(dǎo)彈的突防與生存能力面臨極大挑戰(zhàn)。與此同時，隨著近年來全球到達(dá)、全球精確打擊等任務(wù)要求的提出，也迫切地需要建造一種可以從本土發(fā)射的，遠(yuǎn)距離、機(jī)動靈活的精確制導(dǎo)武器；因此，有必要發(fā)展一種射程遠(yuǎn)、精度高、機(jī)動靈活的新概念武器。傳統(tǒng)的彈道導(dǎo)彈具有射程遠(yuǎn)、飛行速度快、威力大等優(yōu)點，但是機(jī)動能力很差，容易進(jìn)行導(dǎo)彈攔截；而飛航導(dǎo)彈雖然具有快速反應(yīng)、機(jī)動靈活、打擊精度高等優(yōu)點，但是射程很小，難于滿足要求。在這種指導(dǎo)思想下，結(jié)合在軌飛行器再入時的高超聲速特性以及升力體式飛行器再入大氣時能滑翔飛行、機(jī)動性強(qiáng)的特點，提出了空間武器作戰(zhàn)平臺的概念?；枋侵妇哂猩w結(jié)構(gòu)的再入飛行器，通過氣動力實現(xiàn)遠(yuǎn)航程的非彈道機(jī)動再入飛行的過程。天基再入高超聲速飛行器，是指飛行器從空間武器作戰(zhàn)平臺上發(fā)射再入大氣，然后滑翔機(jī)動飛行，并最終完成對地面目標(biāo)點的打擊任務(wù)。就目前來看，助推-滑翔再入飛行器的滑翔級就屬于這個類型。這種基于天基作戰(zhàn)平臺，對地實施精確打擊的飛行器，即天基再入高超聲速飛行器，適應(yīng)了全球快速打擊與高效突防需求，必將是未來武器發(fā)展的一個重要的方向。再入大氣層的過程，飛行時間較長，飛行速度較高、并且需要機(jī)動飛行。由于大氣的作用，使得再入飛行器的局部會急劇聚熱，從而飛行環(huán)境極其復(fù)雜這就使得飛行器再入大氣進(jìn)行制導(dǎo)時需要充分考慮熱流、過載、動壓等約束。主要技術(shù)指標(biāo)w確定再入走廊應(yīng)充分考慮以下因素：(1)飛行器再入時氣動加熱對熱防護(hù)系統(tǒng)的影響；(2)過載對飛行器結(jié)構(gòu)的影響；(3)動壓對飛行器控制系統(tǒng)和側(cè)向穩(wěn)定性的影響；(4)飛行器再入時有充分的機(jī)動能力以滿足控制系統(tǒng)的要求。再入走廊的邊界由上述四個因素對應(yīng)的駐點熱流、過載、動壓和擬平衡滑翔條件構(gòu)成。飛行器再入走廊要根據(jù)各類條件約束具體值和給定飛行器氣動參數(shù)進(jìn)行設(shè)計與分析。本文主要研究內(nèi)容w 1綜述再入飛行器的發(fā)展歷史和研究背景。w 2建立高超聲速飛行器再入時的運(yùn)動方程；分析飛行器再入時可能會遇到的問題與軌跡設(shè)計的難點。分析與探討飛行器的再入過程中都受到哪些約束。w 3生成滿足各種約束的再入走廊并分析影響再入走廊形成的因素；并對其約束基于MATLAB 仿真平臺進(jìn)行仿真，完成飛行器再入走廊的設(shè)計。飛行器再入約束w再入約束條件：w再入軌跡受到過載約束、熱流約束、動壓約束、滑翔段約束的限制。這些約束轉(zhuǎn)換到速度-高度坐標(biāo)系就形成了再入走廊。w 過載約束 為了保證飛行器的結(jié)構(gòu)不遭受破壞并且保證飛行器的機(jī)動性，需要對飛行器的過載加以限制。一般彈箭類飛行器都是對法向過載進(jìn)行約束，而本文的飛行器為升力體機(jī)動再入飛行器，可能產(chǎn)生較大的過載，影響飛行器的結(jié)構(gòu)安全。過載約束是指在飛行器的再入過程中，受飛行器結(jié)構(gòu)限制其總過載要小于給定值，如果定義最大允許總過載為 即 熱流約束w高超聲速飛行器過高的速度會導(dǎo)致熱流過大，有可能會燒壞飛行器的表面，駐點是飛行器加熱較為嚴(yán)重的區(qū)域，在飛行走廊設(shè)計時通常以駐點熱流作為約束條件。再入飛行器再入大氣時，其單位表面在單位時間里積累的熱量應(yīng)該小于最大值。在駐點處產(chǎn)生的熱流可由下式給出：式中 常數(shù)，其值是；駐點處飛行器錐頭的有效半徑，取 R=0.1m；大氣密度(kg/km)；V 速度(m/s)。假設(shè)設(shè)定的最大熱流為q,則熱流約束條件可表示為：動壓約束w在飛行力學(xué)問題中，動壓是最重要的特征量之一，所有氣動力和力矩都與動壓成比例。高超聲速飛行器采用空氣舵面對飛行狀態(tài)進(jìn)行控制，為了不使所需的鉸鏈力矩過大保證飛行器的可操縱性，應(yīng)該對動壓加以限制。w動壓的計算公式為 單位是 ，若最大動壓為 ，則動壓約束條件可以表示為 滑翔段約束w上述幾種約束是由飛行器總體參數(shù)以及任務(wù)要求決定的，這些是“硬約束”，必須要嚴(yán)格滿足。平衡滑翔約束是一種考慮飛行器控制能力的“軟約束”，理想的再入軌道應(yīng)該是無跳躍現(xiàn)象且軌道傾角變化平滑。但在實際再入過程中，飛行器的再入軌道會出現(xiàn)振蕩型跳躍現(xiàn)象。為減少這種跳躍，即保證飛行器不再跳出大氣層。當(dāng)航跡角很小的時候，它的導(dǎo)數(shù)也幾乎為零，即，cos 1和 0，在忽略地球自轉(zhuǎn)的同時可以得出無量綱式平行滑翔條件約束為：w這個約束稱為“近似平衡滑翔條件”。其中為恒定傾斜角。由于在再入軌道的主要部分地球自轉(zhuǎn)影響很小且飛行路徑角也很小，近似平衡滑翔條件可以近似地表示真實的飛行路徑角運(yùn)動學(xué)方程。再入走廊的形成和分析 w已經(jīng)提到了再入軌跡的各種約束條件。其中過載約束、熱流約束、動壓約束還有滑翔段形成再入軌跡的許可范圍，即再入走廊。再入走廊的上邊界是指航天器在各種約束下，最平緩的飛行軌跡。它對應(yīng)著最長的航程和最大的總加熱量。再入走廊的下邊界是指航天器在各種約束條件下，最陡的飛行軌跡。它對應(yīng)著最短的航程及最大的氣動加熱峰值。其中過載約束、熱流約束、動壓約束必須嚴(yán)格執(zhí)行，稱為“硬約束”?；瓒渭s束則稱為“軟約束”。w前文已經(jīng)提到，忽略地球自轉(zhuǎn)的情況下，再入走廊邊界的數(shù)學(xué)模型如下要想確定再入飛行器的再入走廊，首先需要確定再入時的控制量攻角曲線。攻角的選取滿足：確定攻角曲線后，將公式轉(zhuǎn)換到高度-速度剖面內(nèi)，就可以的得到飛行走廊圖仿真圖。再入走廊的仿真和分析 約束值分別取的是 n=4,q=1780 kw/m,P=200kpa。從圖中，可以看到近似平衡滑翔條件形成了軌跡的上邊界，而過載、動壓、熱流約束形成軌跡的下邊界。為了分析各個因素對再入走廊的影響，在攻角曲線相同的情況下，再取一組數(shù)據(jù) n=3,q=1500 kw/m,P=100kpa，進(jìn)行仿真，仿真如下圖從圖中很明顯可以看到，在天基高超聲速飛行器進(jìn)入大氣層的初始階段，熱流約束為再入走廊下邊界主要約束，且隨著最大熱流的升高，會拓寬再入走廊的下邊界；在高度下降到 30km 左右往下，過載和動壓約束對下邊界起主要約束，二者的變化趨勢相同，都會隨著最大允許值的增大而拓寬再入走廊的下邊界；再入走廊的上邊界依然是近似平衡滑翔條件確定，且隨著升力系數(shù)的增大，會拓寬上邊界。為了分析攻角對再入走廊的影響。在其他情況和第一組數(shù)據(jù)相同的情況下，對攻角曲線進(jìn)行重新設(shè)計。在原有飛行器氣動外形相同的情況下，恰當(dāng)進(jìn)行增減，可得方程如下：第二組 仿真圖如下：從2圖對比可知可知，攻角的提高會拓寬再入走廊的近似平衡滑翔邊界和過載邊界，使可飛行的區(qū)域增大；在相同的氣動外形下，攻角越大，升力系數(shù)越大。D但是再入飛行器受到自身結(jié)構(gòu)和防熱性能的制約，攻角越大，引起的局部聚熱也越大；而攻角過小，再入走廊上邊界會變窄，甚至可能出現(xiàn)如圖 3-4無法形成走廊上邊界的情況。而由于法向過載的大小與攻角、升力系數(shù)和阻力系數(shù)都相關(guān)。其影響相對較為復(fù)雜，所以會出現(xiàn)減少攻角反而下邊界會被拓寬的情況。從整體上看，攻角的變化只會對過載和近似平衡滑翔邊界產(chǎn)生影響，而動壓和熱流并沒有受到影響。所以平衡兩者選擇一個適當(dāng)?shù)墓ソ乔€，有利于再入飛行器的軌跡的生成。綜上，提高再入飛行器的極限過載、極限動壓和防熱性能都可以拓寬再入飛行器的可飛行區(qū)域，即有利于再入軌跡的生成。恰當(dāng)提高飛行器再入的攻角，也可以拓寬天基再入飛行器的可飛行區(qū)域，有利軌跡的生成。