[发明专利]基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法

说明书

基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，基于准平衡滑翔原理，利用当地弹道倾角变化率以及当地弹道倾角接近为零的假设，建立再入飞行器动力学模型，将力热约束转化为飞行走廊约束，以倾侧角为单变量进行优化，将飞行轨迹控制在飞行走廊内，满足力热要求与航程要求。本发明将热流、过载等约束条件转化为等效升阻比的边界，通过等效升阻比实现了力热控的紧耦合设计，提升了滑翔飞行器的整体性能，解决了力热控互相制约、耦合设计难的问题。

技术领域

本发明涉及基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，属于飞行器总体设计领域。

背景技术

再入飞行器与常规制导武器的飞行环境相比较为恶劣，且其航程一般都很长。为了保证再入制导武器在经过长时间飞行之后依然能够精确地命中目标，有必要对其制导方法进行研究分析。临近空间的大气环境是复杂恶劣的，因此在设计飞行器的再入制导控制策略时必须要同时考虑大气热流、动压等约束。再入制导的主流方法主要有：标准轨迹法、预测－校正方法等。

标准轨道法从实现上来说比较简单，给定目标的位置后可以事先设计出一条符合各种再入约束和终端约束的理论轨道。再入制导武器发射前把理论轨道数据装订进去，进入大气层再入制导过程中飞行器上搭载的实时数据处理系统不断地比较飞行器的当前轨道状态数据与理论轨道数据，根据这之间的差值来形成控制指令，去控制飞行器做机动飞行。这种制导策略虽然能主动修正误差，但设计方法是基于典型动力学模型参数，并没有进行定量的耦合计算，因此无法满足力热环境设计精准化的需要。

预测－校正方法，也称为Eguide(在线规划)，通过牛顿迭代和数值积分选择参数，从而根据实际的飞行条件获得期望的轨迹。将航天飞机的轨迹设计方法拓展到三维，在此基础上进行再入轨迹设计和制导处理。该算法沿着参考状态和倾侧角剖面，产生参考阻力加速度和侧向加速度剖面。此方法的优点是制导精度较高，并对初始误差不敏感；缺点是此方法需要进行在线规划，且控制方案复杂、计算量大，对弹上计算机的处理能力要求较高。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，提升了滑翔飞行器的整体性能，解决了力热控互相制约、耦合设计难的问题，同时不需要在线规划，控制方案简单。

本发明的技术解决方案是：基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，包括如下步骤：

(1)建立基于准平衡滑翔原理建立再入飞行器动力学模型：