由翼伞和弹箭构成的刚柔耦合弹箭攻角控制器设计方法

本发明属于飞行器动力学，尤其涉及一种由翼伞和弹箭构成的刚柔耦合弹箭攻角控制器设计方法。

背景技术：

1、翼伞是一种前缘有切口，利用冲压空气保持一定形状的柔性飞行器。可操纵性是翼伞与传统降落伞的最大区别，通过拉动连接翼伞后缘的两根操纵伞绳改变翼伞后缘襟翼偏转角度，进而改变翼伞气动力和气动力矩，从而控制翼伞的飞行姿态。

2、翼伞与传统弹箭相结合形成刚柔耦合弹箭，可以实现弹箭快速、小半径、大角度敏捷转弯。已有研究结果表明，翼伞的升力系数是影响刚柔耦合弹箭敏捷转弯半径的主要因素，而翼伞的平衡攻角将直接决定翼伞的升力系数大小，因此，通过设计翼伞攻角控制器，将翼伞平衡攻角配置在升力系数最大值点，即能够充分发挥翼伞的气动性能，进一步提升弹箭敏捷转弯性能。

3、然而，传统弹箭类飞行器由于几何外形、气动布局等条件的约束，正面临突防能力、打击精度等性能上的瓶颈，逐渐难以满足现代军事斗争的高强度需求。传统弹箭类飞行器具有大长细比弹身、小展弦比弹翼的气动布局特点，可以实现音速乃至超音速飞行。但小展弦比弹翼无法提供弹箭快速机动转弯所需的大量级气动载荷，因而传统弹箭类飞行器往往依照抛物线或大圆弧弹道飞行，不具备小半径机动能力。

技术实现思路

1、为解决上述问题，本发明提供一种由翼伞和弹箭构成的刚柔耦合弹箭攻角控制器设计方法，能够充分发挥翼伞的气动性能，实现弹箭快速、小半径、大角度敏捷转弯。

2、一种由翼伞和弹箭构成的刚柔耦合弹箭攻角控制器设计方法，翼伞四个角点上的四根伞绳连接至铰接点c，导弹通过另外两根伞绳连接至铰接点c；翼伞以弦长75％处为轴弯折，且弯折角度φ为襟翼偏转角；

3、用于跟踪翼伞的期望攻角的翼伞攻角控制器如下：

4、

5、其中，ωα为翼伞攻角控制器的外环带宽，ωq为翼伞攻角控制器的内环带宽，为翼伞质心坐标系{b}下的翼伞期望攻角，αb为翼伞质心坐标系{b}下的翼伞实际攻角，mp为翼伞质量，vb为翼伞质心b点的速度大小，q为翼伞俯仰角速度实际值，a(5)为翼伞动力学方程中的状态矩阵a-1第5行的行向量，b0为翼伞动力学方程中的第一观测矩阵，bφ为翼伞动力学方程中的第二观测矩阵，fn0为垂直于翼伞质心b点速度矢量的法向力中由四根伞绳引起的分力，fφ为垂直于翼伞质心b点速度矢量的法向力中由翼伞弯折引起的附加力。

6、进一步地，翼伞动力学方程如下：

7、

8、其中，状态向量[u v w]t为翼伞质心b点速度在翼伞质心坐标系{b}下的投影，为[u v w]t的导数；[p q r]t为翼伞转动角速度在翼伞质心坐标系{b}下的投影，为[p q r]t的导数；

9、

10、其中，为矢量在翼伞质心坐标系{b}下的三轴投影，矢量为翼伞质心b点到翼伞附加质量质心mp的向量，为的反对称矩阵，i'a.m.为附加质量矩阵，i'a.i.为附加转动惯量矩阵，mp为翼伞质量，i3×3为三阶单位矩阵；

11、翼伞动力学方程中的第一观测矩阵b0如下：

12、

13、其中，b01为第一辅助变量，b02为第二辅助变量，且有：

14、

15、其中，f为与作用在翼伞压心p的气动力有关的第一气动辅助矩阵，为翼伞受到的重力，为翼伞四个角点上的第i根伞绳的拉力矢量，i∈{1,2,3,4}，ω为翼伞在自身的质心坐标系{b}下的旋转角速度，s(ω)为旋转角速度ω的反对称矩阵；

16、

17、其中，m为与翼伞空气动力矩有关的第一动力矩辅助矩阵，rbp＝[xbp ybp zbp]t为矢量在翼伞质心坐标系{b}下的三轴投影，矢量为翼伞质心b点到翼伞压心p的向量，s(rbp)为rbp的反对称矩阵，为与导弹连接的第j根伞绳的拉力矢量，j∈{1,2}，为矢量在翼伞质心坐标系{b}下的三轴投影，矢量为翼伞质心b点到第j根伞绳与导弹的左连接点lj的向量，为的反对称矩阵，为矢量在翼伞质心坐标系{b}下的三轴投影，矢量为翼伞质心b点到第j根伞绳与导弹的右连接点rj的向量，为的反对称矩阵；

18、翼伞动力学方程中的第二观测矩阵bφ如下：

19、

20、其中，fφ为与作用在翼伞压心p的气动力以及襟翼偏转角φ有关的第二气动辅助矩阵，mφ为与翼伞空气动力矩以及襟翼偏转角φ有关的第二动力矩辅助矩阵。

21、进一步地，第一气动辅助矩阵f的计算方法为：

22、

23、其中，翼伞升力系数cl与襟翼偏转角φ之间满足线性函数关系ⅰ，fcd0为线性函数关系ⅰ中的截距，fcl0为线性函数关系ⅰ中的截距，rpb为由翼伞、伞绳构成的翼伞质心坐标系{b}到翼伞体坐标系{p}的转换矩阵，qp为翼伞动压，sp为翼伞参考面积，rpa为翼伞速度坐标系到翼伞体坐标系的转换矩阵；

24、第二气动辅助矩阵fφ的计算方法为：

25、

26、其中，翼伞阻力系数cd与襟翼偏转角φ之间满足线性函数关系ⅱ，fcd1为线性函数关系ⅱ中的斜率，fcl1为线性函数关系ⅱ中的斜率；

27、第一动力矩辅助矩阵m的计算方法为：

28、

29、其中，翼伞力矩系数与襟翼偏转角φ之间满足线性函数关系ⅲ，fm0为线性函数关系ⅲ中的截距，c为翼伞气动弦长，cmq为翼伞俯仰阻尼力矩系数导数，vp为翼伞速度；

30、第二动力矩辅助矩阵mφ的计算方法为：

31、

32、其中，fm1为线性函数关系ⅲ中的斜率。

33、进一步地，垂直于翼伞质心b点速度矢量的法向力fn为：

34、

35、其中，为定义符号，为翼伞四个角点上的第i根伞绳的拉力矢量，i∈{1,2,3,4}，fa.m.为作用于翼伞上的附加质量力，f为与作用在翼伞压心p的气动力有关的第一气动辅助矩阵，fφ为与作用在翼伞压心p的气动力以及襟翼偏转角有关的第二气动辅助矩阵，为速度系到翼伞质心坐标系{b}的转移矩阵，且有：

36、

37、其中，αb为翼伞质心坐标系{b}下的翼伞实际攻角，βb翼伞质心坐标系{b}下的翼伞实际侧滑角，且βb＝0，t表示转置。

38、进一步地，第一气动辅助矩阵f的计算方法为：

39、

40、其中，翼伞升力系数cl与襟翼偏转角φ之间满足线性函数关系ⅰ，fcd0为线性函数关系ⅰ中的截距，fcl0为线性函数关系ⅰ中的截距，rpb为由翼伞、伞绳构成的翼伞子系统的体坐标系{b}到翼伞体坐标系{p}的转换矩阵，qp为翼伞动压，sp为翼伞参考面积，rpa为翼伞速度坐标系到翼伞体坐标系的转换矩阵；

41、第二气动辅助矩阵fφ的计算方法为：

42、

43、其中，翼伞阻力系数cd与襟翼偏转角φ之间满足线性函数关系ⅱ，fcd1为线性函数关系ⅱ中的斜率，fcl1为线性函数关系ⅱ中的斜率。

44、进一步地，翼伞攻角控制器的外环带宽ωα满足：

45、

46、其中，为翼伞期望攻角的变化速率；

47、翼伞攻角控制器的内环带宽ωq满足：

48、

49、其中，为翼伞俯仰角速度的期望角加速度，qc为得到变化速率所需要的期望俯仰角速度，且有：

50、

51、其中，fn为垂直于翼伞质心b点速度矢量的法向力。

52、有益效果：

53、本发明提供一种由翼伞和弹箭构成的刚柔耦合弹箭攻角控制器设计方法，将翼伞与传统弹箭相结合形成刚柔耦合弹箭，并通过控制翼伞的襟翼偏转角φ来跟踪翼伞的期望攻角指令能够快速将翼伞攻角调节至目标攻角附近，大大提高翼伞攻角的响应速度，进而能够充分发挥翼伞的气动性能，实现弹箭快速、小半径、大角度敏捷转弯。