[發(fā)明專利]基于準(zhǔn)平衡滑翔原理的力熱控制耦合設(shè)計(jì)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710103771.7
• 申請(qǐng)日: 2017-02-24
• 公開（公告）號(hào): CN106643341B
• 公開（公告）日: 2018-06-01
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張箭飛;季登高;余穎;沈海濱;朱廣生;陳敏;閔昌萬;肖振;武斌;謝佳;王軍權(quán);郭振西;孫曉松
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所;中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號(hào): F42B15/01
• 分類號(hào): F42B15/01
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專利中心 11009
• 代理人: 臧春喜

1.基于準(zhǔn)平衡滑翔原理的力熱控制耦合設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括如下步驟：

(1)基于準(zhǔn)平衡滑翔原理建立再入飛行器動(dòng)力學(xué)模型：

r · = V sin γ ]]>

其中，r為再入飛行器質(zhì)心到地心的距離，用地球半徑R0＝6378km進(jìn)行無量綱化，V為再入飛行器相對(duì)于地球的速度，用進(jìn)行無量綱化，為第一宇宙速度，其中g(shù)0為重力加速度9.81m/s2，θ和分別為再入飛行器經(jīng)度和緯度坐標(biāo)，單位為弧度，γ為速度矢量與水平面的夾角，ψ為從指北方向順時(shí)針計(jì)量的速度方向角，σ為再入飛行器當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角，Ω為無量綱化的地球自轉(zhuǎn)角速度，L和D分別為作用于再入飛行器上的升力加速度和阻力加速度，用g0進(jìn)行無量綱化；

(2)將再入飛行器的力熱約束轉(zhuǎn)化為高度—速度剖面約束，得到滿足力熱約束的縱向飛行走廊；

(3)將再入飛行器動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行線性化展開，得到模型中各項(xiàng)狀態(tài)量對(duì)應(yīng)的線性化方程，基于線性化方程采用線性二次型最優(yōu)控制方法設(shè)計(jì)縱向制導(dǎo)律；

(4)根據(jù)再入飛行器當(dāng)前飛行高度、速度、彈道傾角以及預(yù)先設(shè)計(jì)的標(biāo)準(zhǔn)飛行軌跡，計(jì)算得到當(dāng)前飛行偏差，根據(jù)當(dāng)前飛行偏差和步驟(3)得到的縱向制導(dǎo)律，計(jì)算修正飛行偏差所需要的升力與阻力，根據(jù)升阻比得到再入飛行器的傾側(cè)角指令，從而控制再入飛行器飛行軌跡始終位于步驟(2)確定的縱向飛行走廊內(nèi)；

(5)根據(jù)再入飛行器當(dāng)前橫向位置與速度偏角相對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)彈道的偏差，基于標(biāo)稱軌跡跟蹤法或比例導(dǎo)引法設(shè)計(jì)傾側(cè)角翻轉(zhuǎn)邏輯，通過傾側(cè)角符號(hào)改變調(diào)整橫向過載方向，將橫向位置與速度偏角偏差控制在預(yù)先確定的橫向機(jī)動(dòng)范圍內(nèi)。