基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法与流程

＜vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离，当vt0≥vmax1，进入步骤s3；
10.s3使飞行器在发动机工作结束后延迟分离；延迟分离的具体方法为：若全弹飞行时间＜tmax，则将当前时刻的全弹飞行速度vt与vmax2比较，当vt＜vmax2时，使飞行器分离，当vt≥vmax2时，继续全弹飞行；若全弹飞行时间≥tmax，使飞行器分离；
11.将飞行器与发动机分离时的速度记为初始速度；第一最大速度阈值vmax1为飞行器在发动机工作结束时及时分离，能够在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度；第二最大速度阈值vmax2为飞行器在发动机工作结束后延迟分离，能够在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度；最晚分离时间tmax为飞行器在发动机工作结束后延迟分离，能够在控制模块的控制下到达目标点的最晚分离时间。
12.进一步的，步骤s1中，第一最大速度阈值vmax1的确定方法包括：
13.vmax1＝(v_m+v_m1)/2；
14.其中，v_m为标准弹道的最大速度，v_m1为极限拉偏弹道中的能量最小弹道的最大速度。
15.进一步的，步骤s1中，第二最大速度阈值vmax2的确定方法包括：
16.选取极限拉偏中能量最大的弹道，根据能量最大的弹道确定vmax2的试凑初始值，通过在64条极限拉偏弹道中进行循环试凑验证，将能够使各条极限拉偏弹道均满足下滑段速度约束并能够到达目标点的最大初始速度作为vmax2。
17.进一步的，步骤s1中，vmax2的试凑初始值的确定方法包括：
18.确定使飞行器在最大攻角和最大舵偏角状态下的升力t：
19.t＝5
×
g；
20.其中，g为重力；
21.将极限拉偏弹道中能量最大弹道升力t处的速度作为vmax2的试凑初始值。
22.进一步的，步骤s1中，tmax的确定方法包括：
23.采用枚举法，将能够使各条极限拉偏弹道均能够到达目标点的最晚分离时间作为tmax。
24.进一步的，步骤s1中，tmax的确定方法包括：
25.t
max
＝t
vmin
×
(1+20％)；
26.其中，t
vmin
为极限拉偏弹道中能量最大弹道的速度达到vmax2的时间。
27.进一步的，极限拉偏弹道为考虑飞行性能影响因素的最大拉偏的组合项，极限拉偏弹道为64条。
28.进一步的，步骤s2中，当vt0＜vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离的方法包括：使飞行器在发动机工作结束后0～1s内分离。
29.进一步的，将全弹飞行速度与第一最大速度阈值vmax1或第二最大速度阈值vmax2进行比较时，所得的比较结果根据惯组测量连续10帧测得的全弹飞行速度确定，当惯组测量连续10帧测得的全弹飞行速度与第一最大速度阈值vmax1或第二最大速度阈值vmax2进行比较所得的比较结果均相同时，将该比较结果作为最终的比较结果。
30.本发明与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：
31.(1)本发明创造性的提出一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方
法，为一种自适应分离策略，可根据实时测量的飞行速度，判断分离时间，为主级分离后提供适合速度，保证了分离后主级飞行控制要求和速度要求；
32.(2)本发明提高了飞行能性能对气动偏差、环境偏差的包容性，适用性更强；
33.(3)相比于采用推力可调的液体发动机，采用本发明的固体发动机助推级的飞行器成本降低很多；
34.(4)本发明综合飞行过程中的多种因素，给出了合理的判断阈值及其确定方法，能够根据实时飞行情况和判断阈值作出准确、可靠的分离控制。
附图说明
35.图1为全弹示意图；
36.图2为利用本发明分离方法得到的主级飞行速度曲线；
37.图3为采用本发明方法情况下的极限拉偏仿真高度图；
38.图4为采用本发明情况下的极限拉偏仿真速度散布图；
39.图5为不采用本发明方法情况下的极限拉偏仿真高度图；
40.图6为不采用本发明方法情况下的极限拉偏仿真速度散布图；
41.图7为本发明基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法流程图。
具体实施方式
42.下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
43.在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
44.在采用固体火箭发动机作为助推发动机时，主级为无动力飞行导弹，通过测量实时的飞行速度，本发明采用自适应的分离策略，保证在一定的环境偏差和气动偏差的范围内，为主级提供适合的初始速度，通过上升段的调整，使分离后主级飞行器弹道下滑段的飞行速度在合理的散布范围内，同时放宽了对发动机推力的限制，降低了发动机设计的压力。本发明应用到采用固体火箭发动机作为助推级的火箭或导弹上，采用该策略可减少分离后主级飞行器无动力滑行速度散布，保证飞行速度约束要求。
45.本发明的具体技术方案如下：
46.通过对无动力的全弹(飞行器和发动机的整体)飞行状态下(固体发动机工作已经结束)的受力进行分析，假设无控状态下攻角α＝0，轴对称导弹升力为0，则全弹合力为全弹阻力和重力之和，根据牛顿第二定律，加速度为
47.az＝(f
x_z
+gz)/mz＝f
x_z
/mz+g(1)
48.aq＝(f
x_q
+gq)/mq＝f
x_q
/mz+g(2)
49.其中，az和aq分别为主级飞行器加速度和全弹加速度，f
x_z
＝caz*q*sz，为主级阻力；f
x_q
＝caq*q*sq，为全弹阻力；ca为阻力系数；q为动压；gz和gq分别为主级飞行器重力和全弹重力；mz和mq分别为主级飞行器质量和全弹质量；g为重力加速度；s为特征面积。
50.通过比较公式(1)和公式(2)，若f
x_z
＜f
x_q
，则az＜aq，保证在无动力飞行阶段全弹
减速效果优于分离后主级减速效果，这个也是本发明自适应分离策略使用的前提条件。
51.为了飞行安全考虑，只有当发动机工作结束后，才可进行助推级分离操作。前面已经通过计算证明，全弹加速度值大于主级加速度值，因此，当由于各种气动偏差和环境偏差导致的飞行速度大于理想速度时，可以考虑在固体助推发动机工作结束时，助推级暂不分离，全弹状态继续飞行一段，达到尽快减速的目的。
52.基于上述条件，本发明的技术解决方案为：
①
首先设计第一最大速度阈值vmax1、第二最大速度阈值vmax2和最晚分离时间tmax；
②
其次，将发动机工作结束时的速度与第一最大速度阈值vmax1进行比较，小于vmax1时，认为分离后主级的飞行速度在所要求的范围内，固体发动机工作结束即刻分离；当发动机工作结束时的速度大于最大阈值vmax1时，则认为现有速度会导致分离后主级飞行速度大于所提出的速度范围，需延迟分离，由于全弹继续无动力爬升，速度随之减少，直至全弹飞行速度小于vmax2时，助推分离；在该过程中，由于无动力爬升，速度越来越小，空气密度越来越小，动压越小，可控性就越差，为了保证后续飞行的可控性，需设置最晚分离时间tmax。
53.vmax1、vmax2和tmax选择方法如下：
54.64条极限拉偏是针对质量特性，气动参数等影响飞行性能的因素最大拉偏的组合项，是对真实飞行状态的模拟，保证所设计的控制系统具备足够稳定裕度的。64条极限拉偏是对真实环境的严苛考核。
55.(1)vmax1选取
56.以标准弹道为例，进行仿真分析，当标准弹道在发动机工作结束后及时分离，给主级飞行器提供的初始速度使得主级飞行器后续弹道速度依然大于飞行速度约束时，认为发动机能量偏大，选择vmax1应该小于标准弹道最大速度v_m，能量最小弹道最大速度为v_ml，一般vmax1取值在(v_m+v_m1)/2附近进行选取；
57.(2)vmax2选取
58.延迟分离vmax2选取原则，是希望尽可能的早的接入控制系统，保证控制的精度要求，当导弹实时飞行速度小于vmax2时，即刻分离。同样以64条极限拉偏弹道为基准，通过仿真曲线分析，采用试凑的方法选取合适的vmax2，保证安全飞行裕度。这里合适的vmax2，指的是选择的vmax2要使64条极限拉偏弹道在该速度分离时，均能在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度的临界速度。
59.(3)最晚分离时间tmax选取
60.最晚分离时间的选择是以保证主级飞行器平稳完成飞行任务为最低要求。因此，以能量较大弹道飞行最晚时间的可控性要求进行分析，保证主级飞行器可控，且稳定的完成无动力飞行。通过仿真曲线分析，采用枚举法选择最晚分离时间。tmax为使64条极限拉偏弹道在该时刻分离时，均能在控制模块的控制下到达目标点的临界时刻，晚于该时刻后分离，有可能导致能量最大弹道无法到达目标点。tmax的确定以到达目标点为目的，满足下滑段速度约束不再是飞行器飞行的必要条件。
61.同型号的飞行器会因为环境不同、生产工艺的差异对飞行速度产生或大或小的影响。图2为三种不同拉偏状态下中采用本发明分离策略得到的主级飞行速度曲线，每条曲线的第一个点为最大速度点，第二个点为分离点。从曲线1中可以看出来，在速度最高点时由于最大速度小于设定的vmax1(此处设置vmax1为955m/s)，因此正常分离；从曲线2中可以看
出，在速度最高点时速度大于设定速度，因此延迟分离，当速度小于vmax2(此处设置vmax2为720m/s)时，发出了分离指令；从曲线3中可以看出，在速度最高点大于vmax1，延迟分离，然后在速度降低到vmax2之前，已经达到了时间的tmax(此处设置tmax为发射后15s)，因此，在tmax时就执行了助推分离，最终起到了收敛下降速度散布的作用。
62.实施例：
63.本实施例的方法流程如图7所示，包括：
64.(1)vmax1、vmax2和tmax选取。本发明所提出的基于固体火箭发动机的自适应分离策略，选择理想速度方案，并与正常时间分离(发动机工作结束时及时分离)的极限拉偏速度曲线进行比对，由于发动机能量的设计都是在标准能量基础上，略有增加，保证推力充足，因此vmax1选取以理想状态最大值(即标准弹道最大速度)与偏差极限最大值(即能量最小弹道最大速度)的平均值(v_m+v_m1)/2附近；vmax2根据飞行高度和拉偏状态进行选取，采用边条翼的飞行器，以动压作为依据，其中ρ为空气密度，v为飞行器速度，选取正常分离情况下64条极限拉偏中能量最大弹道(能量最大弹道为发动机工作结束时，飞行器速度最大的弹道)，动压q＝1
×
105点附近的速度作为vmax2，对于所有构型的飞行器，可根据延迟分离后升力t＝5
×
g处速度确定；除了枚举法之外，tmax还可以选择是t
max
＝t
vmin
×
(1+20％)，t
vmin
为能量最大弹道速度达到vmax2的时间，t
max
＝t
vmin
×
(1+20％)，在通过64条极限拉偏进行仿真验证。
65.(2)通过导弹发控装置，将vmax1、vmax2等确定状态装入制导组合体中；
66.(3)导弹(或飞行器)出筒后，根据制导组合体测得的轴向过载nx判断发动机工作是否结束。为了保证可靠性，当nx第一次出现连续10帧的《0时，则认为发动机工作结束，则提取惯组测量得到的此刻飞行速度vt；
67.(4)将导弹速度vt与vmax1进行判断，如果连续10帧惯导所测得的实时速度vt＜vmax1，则在发动机工作结束后0.8s进行分离；如果vt＞vmax1，则延迟分离直到惯导连续10帧所测得实时速度vt＜vmax2时分离；
68.当全弹飞行时间超过tmax时，无论导弹实时飞行速度vt值的大小，都立刻分离。
69.如图3、图4、图5和图6，通过对采用本发明和不采用本发明情况下的极限拉偏仿真高度和速度散布图分析，可以看出来，相对于传统分离方式，采用了本发明所设计的自适应分离策略后，弹道最高点的散布从1.2km缩小到不到1km，下降段速度散布有280m/s～460m/s至少至280m/s～416m/s，减少了约45m/s，部分极限拉偏弹道速度散布更小。
70.以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
71.本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，包括：s1通过对飞行器的极限拉偏弹道的仿真，确定第一最大速度阈值vmax1、第二最大速度阈值vmax2和最晚分离时间tmax；s2将发动机工作结束时的全弹飞行速度vt0与第一最大速度阈值vmax1比较，当vt0＜vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离，当vt0≥vmax1，进入步骤s3；s3使飞行器在发动机工作结束后延迟分离；延迟分离的具体方法为：若全弹飞行时间＜tmax，则将当前时刻的全弹飞行速度vt与vmax2比较，当vt＜vmax2时，使飞行器分离，当vt≥vmax2时，继续全弹飞行；若全弹飞行时间≥tmax，使飞行器分离；将飞行器与发动机分离时的速度记为初始速度；第一最大速度阈值vmax1为飞行器在发动机工作结束时及时分离，能够在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度；第二最大速度阈值vmax2为飞行器在发动机工作结束后延迟分离，能够在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度；最晚分离时间tmax为飞行器在发动机工作结束后延迟分离，能够在控制模块的控制下到达目标点的最晚分离时间。2.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，步骤s1中，第一最大速度阈值vmax1的确定方法包括：vmax1＝(v_m+v_m1)/2；其中，v_m为标准弹道的最大速度，v_m1为极限拉偏弹道中的能量最小弹道的最大速度。3.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，步骤s1中，第二最大速度阈值vmax2的确定方法包括：选取极限拉偏中能量最大的弹道，根据能量最大的弹道确定vmax2的试凑初始值，通过在64条极限拉偏弹道中进行循环试凑验证，将能够使各条极限拉偏弹道均满足下滑段速度约束并能够到达目标点的最大初始速度作为vmax2。4.根据权利要求3所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，步骤s1中，vmax2的试凑初始值的确定方法包括：确定使飞行器在最大攻角和最大舵偏角状态下的升力t：t＝5
×
g；其中，g为重力；将极限拉偏弹道中能量最大弹道升力t处的速度作为vmax2的试凑初始值。5.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，步骤s1中，tmax的确定方法包括：采用枚举法，将能够使各条极限拉偏弹道均能够到达目标点的最晚分离时间作为tmax。6.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，步骤s1中，tmax的确定方法包括：t
max
＝t
vmin
×
(1+20％)；其中，t
vmin
为极限拉偏弹道中能量最大弹道的速度达到vmax2的时间。7.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，
其特征在于，极限拉偏弹道为考虑飞行性能影响因素的最大拉偏的组合项，极限拉偏弹道为64条。8.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，步骤s2中，当vt0＜vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离的方法包括：使飞行器在发动机工作结束后0～1s内分离。9.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，将全弹飞行速度与第一最大速度阈值vmax1或第二最大速度阈值vmax2进行比较时，所得的比较结果根据惯组测量连续10帧测得的全弹飞行速度确定，当惯组测量连续10帧测得的全弹飞行速度与第一最大速度阈值vmax1或第二最大速度阈值vmax2进行比较所得的比较结果均相同时，将该比较结果作为最终的比较结果。

技术总结
本发明公开了一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，包括S1确定第一最大速度阈值Vmax1、第二最大速度阈值Vmax2和最晚分离时间Tmax；S2将发动机工作结束时的全弹飞行速度Vt0与第一最大速度阈值Vmax1比较，当Vt0＜Vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离，当Vt0≥Vmax1，进入步骤S3；S3使飞行器在发动机工作结束后延迟分离；延迟分离的具体方法为：若全弹飞行时间＜Tmax，则将当前时刻的全弹飞行速度Vt与Vmax2比较，当Vt＜Vmax2时，使飞行器分离，当Vt≥Vmax2时，继续全弹飞行；若全弹飞行时间≥Tmax，使飞行器分离。本发明可根据实时飞行速度判断分离时间，为主级分离后提供适合速度，保证了分离后主级飞行控制要求和速度要求。要求和速度要求。要求和速度要求。


技术研发人员：刘宝宁 孔哲 陈肖雨 龙婧 蔺睿 胡思翱 张智超 李勇波 廖奕琦 王永平
受保护的技术使用者：西安航天动力技术研究所
技术研发日：2023.03.27
技术公布日：2023/6/28