[发明专利]一种基于弹道阻尼控制和热流解析预测的引入段制导方法

说明书

技术领域

本发明提供一种基于弹道阻尼控制和热流解析预测的引入段制导方法，它是涉及平稳滑翔弹道阻尼控制方法和最大热流密度解析预测方法，属于航天技术、武器技术领域。

背景技术

高超声速飞行器引入段是指从助推段结束到进入平稳滑翔状态之前的过渡弹道，它面临着复杂的环境变化和严酷的热流考验，式再入任务中的难点之一，因此有必要进行深入研究。

当前的引入段制导多采用简单的程序制导，如等攻角、等弹道倾角飞行，然后上方法并不能使得再入飞行器准确进入平稳滑翔状态。为了设计出符合引入段任务要求的弹道，间接法、遗传算法和伪谱法等优化算法被用于引入段弹道优化，但离实现在线制导还有一定距离。

弹道阻尼是最新发展的一种再入弹道控制方法，具有很强的鲁棒性。该方法最早被用于炮射火箭弹的滑翔增程，之后被引入再入滑翔弹道控制。利用弹道阻尼技术，可将引入段的制导问题简化为平稳滑翔初始状态偏差的收敛问题。而热流密度约束则可转化为高度速度走廊的下边界，从而通过预测引入段弹道的最低点来估算最大热流密度。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于弹道阻尼控制和热流解析预测的引入段制导方法，它通过预测给定升力系数下引入段弹道的最低点，得到满足最大热流密度约束的纵向升力系数边界，并结合定阻尼微分反馈控制方法，最终获得了满足引入段制导任务需求的解析制导方法。

本发明一种基于弹道阻尼控制和热流解析预测的引入段制导方法，它包括以下几个步骤：

步骤1：引入段制导问题建模，包括动力学方程建模、过程约束和终端约束建模：

(1)动力学方程如下：

式中，h、V、γ、s分别为再入飞行器的高度、速度、弹道倾角和飞行距离；分别为再入飞行器的高度、速度、弹道倾角和飞行距离对时间的导数；r为从地心至飞行器的径向距离，与高度的关系为h＝r-R₀，其中R₀为地球半径；g为重力加速度；L₁和D分别为升力加速度纵向分量和阻力加速度；

(2)过程约束如下：

α_min≤α≤α_max |σ|≤σ_max

式中，为热流密度；为最大热流密度；k为常数，取值为k＝5.188×10^-8；α和σ分别为攻角和倾侧角，是引入段制导问题的控制变量；α_min和α_max分别为最小攻角和最大攻角；σ_max为最大倾侧角；

(3)终点约束如下：

式中，V_f为终端速度；和分别为期望纵向升力系数和纵向升阻比；k_c为组合常数；β_r为指数大气模型常数；f_a和f_V分别为速度相关的函数，如下所示，

上式中，为对V的偏导数，f_a(V_f)和f_V(V_f)是终端速度V_f对应的f_a和f_V；

步骤2：热流密度约束转换关系求解；通过对给定纵向升力系数下的引入段弹道进行积分，获得最大热流密度约束与最小纵向升力系数之间的显式关系，包含如下内容：

(1)高度与弹道倾角关系

上式中，γ和h为当前的弹道倾角和高度，而γ_ter和h_ter为预测的引入段弹道倾角和高度；K₁和K₂均为与当前状态相关的常数，它们的表达式如下所示，

K₁＝ρ_seaSC_L1/2m K₂＝(g/V²-1/r)cosγ

上式中，ρ_sea为海平面大气密度；C_L1为纵向升力系数；

(2)纵向升力系数与最大热流密度关系