[发明专利]基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法

摘要

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。

主权项

1.基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，其特征在于包括如下步骤：(1)基于准平衡滑翔原理建立再入飞行器动力学模型： r · = V sin γ ]]>其中，r为再入飞行器质心到地心的距离，用地球半径R0＝6378km进行无量纲化，V为再入飞行器相对于地球的速度，用进行无量纲化，为第一宇宙速度，其中g0为重力加速度9.81m/s2，θ和分别为再入飞行器经度和纬度坐标，单位为弧度，γ为速度矢量与水平面的夹角，ψ为从指北方向顺时针计量的速度方向角，σ为再入飞行器当前滚转角，Ω为无量纲化的地球自转角速度，L和D分别为作用于再入飞行器上的升力加速度和阻力加速度，用g0进行无量纲化；(2)将再入飞行器的力热约束转化为高度—速度剖面约束，得到满足力热约束的纵向飞行走廊；(3)将再入飞行器动力学模型进行线性化展开，得到模型中各项状态量对应的线性化方程，基于线性化方程采用线性二次型最优控制方法设计纵向制导律；(4)根据再入飞行器当前飞行高度、速度、弹道倾角以及预先设计的标准飞行轨迹，计算得到当前飞行偏差，根据当前飞行偏差和步骤(3)得到的纵向制导律，计算修正飞行偏差所需要的升力与阻力，根据升阻比得到再入飞行器的倾侧角指令，从而控制再入飞行器飞行轨迹始终位于步骤(2)确定的纵向飞行走廊内；(5)根据再入飞行器当前横向位置与速度偏角相对于标准弹道的偏差，基于标称轨迹跟踪法或比例导引法设计倾侧角翻转逻辑，通过倾侧角符号改变调整横向过载方向，将横向位置与速度偏角偏差控制在预先确定的横向机动范围内。