[發明專利]一種再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法

有效

• 申請號: 202011331216.8
• 申請日: 2020-11-24
• 公開（公告）號: CN112698569B
• 公開（公告）日: 2022-09-06
• 發明（設計）人: 張旭輝;李永遠;黃育秋;孫光;宋盛菊;程奇峰;劉焱飛;鄭雄;劉丙利;郝宇星;郭晶;姚星合;康磊晶;趙大海
• 申請（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G05B13/02
• 分類號: G05B13/02
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 褚鵬蛟

一種再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法，包括如下步驟：S1、通過優化確定再入飛行器的最優攻角剖面；S2、傾側角正弦值采用二次函數形式，按照準平衡滑翔條件確定飛行器的傾側角剖面；S3、利用飛行器的最優攻角剖面和傾側角剖面，以期望的再入段終端條件為起點，進行彈道逆向積分，以設定的高度為結束條件，反向積分結束時的飛行器狀態即為再入點狀態，并記再入飛行段的時間為t₁；S4、以飛行器當前狀態為初始狀態，以飛行器期望再入點為目標點，采用閉路制導方法規劃飛行器在大氣層外的飛行軌跡，并記大氣層外飛行段的時間為t₂；S5、調整飛行器的傾側角剖面中的初始滑翔傾側角σ₀和規劃傾側角剖面參數σ_mid，即t₁+t₂＝t_d。

技術領域

本發明涉及一種再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法，在軌跡設計的同時還考慮了飛行時間的約束，屬于再入軌跡規劃領域。

背景技術

再入飛行器的完整飛行過程包括大氣層外飛行段以及大氣層內飛行段(再入飛行段)，兩個飛行段之間的切換即為再入點。再入飛行器初始狀態在一定程度上決定了飛行器再入制導的性能，是飛行器由大氣層外飛行段轉入再入飛行段時的關鍵參數。目前國內外對再入點參數的選取方法大多是根據工程經驗或通過仿真的定性分析，未考慮其對再入段性能的影響。而且通常將兩個飛行段進行單獨設計和分析，并未對其軌跡進行一體化設計，因此在飛行器從大氣層外進入大氣層內的飛行過程，沒有形成完善的技術體系。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法，通過大氣層外閉路制導以及再入段逆向積分方法，分別設計至再入點，從而完成從大氣層邊緣到再入終點的軌跡一體化設計。

本發明目的通過以下技術方案予以實現：

一種再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法，包括如下步驟：

S1、通過優化確定再入飛行器的最優攻角剖面，使得飛行器飛行總航程最大；

S2、傾側角正弦值采用二次函數形式，函數的終端值根據期望的再入段終端條件，按照準平衡滑翔條件確定飛行器的傾側角剖面；

S3、利用飛行器的最優攻角剖面和傾側角剖面，以期望的再入段終端條件為起點，進行彈道逆向積分，以設定的高度為結束條件，反向積分結束時的飛行器狀態即為再入點狀態，并記再入飛行段的時間為t₁；

S4、以飛行器當前狀態為初始狀態，以飛行器期望再入點為目標點，采用閉路制導方法規劃飛行器在大氣層外的飛行軌跡，并記大氣層外飛行段的時間為t₂；

S5、調整飛行器的傾側角剖面中的初始滑翔傾側角σ₀和規劃傾側角剖面參數σ_mid，使兩段飛行時間之和達到時間期望值t_d，即t₁+t₂＝t_d。

上述再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法，優選的，S1的優化過程中，飛行器滿足熱流約束、動壓約束、過載約束、終端高度約束、終端速度約束。

上述再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法，優選的，S2中，傾側角的值在 0～90°之間。

上述再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法，優選的，S4中，選擇飛行器所需速度增量大小、所需速度增量矢量與慣性空間坐標軸的兩個夾角作為迭代變量，采用牛頓迭代的方法進行求解，使得飛行器到達再入高度時的速度、航跡角、剩余航程為期望值。

上述再入跨域飛行器軌跡一體化設計方法，優選的，S5中，判斷S4中獲得的速度增量大小是否滿足飛行器的能力約束，若不滿足，調整飛行器的傾側角剖面中的σ₀和σ_mid，則返回S3。