面向气动测量的无控自由飞弹道设计方法与流程

本发明涉及执行气动参数测量任务飞行器的飞行弹道设计技术，具体涉及一种无控自由飞弹道设计方法，属于飞行器弹道设计与姿态控制技术领域。

背景技术：

飞行器气动参数测量指获取飞行过程中的攻角、侧滑角、动压、马赫数以及气动力、热载荷，并基于测量数据进行飞行器升、阻力系数和力矩系数的辨识。航空飞行器、航天飞行器均曾执行气动参数测量任务，如航天飞机、阿波罗飞船、火星实验室飞行器等均执行了气动测量任务。为获取高精度气动力热载荷数据，开展气动辨识工作，需要尽量降低除重力以外作用在飞行器上的外力，如控制发动机产生的控制力，而去除控制力的情况下，飞行器将处于无控自由飞行状态，对于其姿态稳定和弹道控制均较大。因此，解决执行气动测量任务的飞行器姿态稳定和弹道控制问题，是飞行成功的关键所在。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种面向气动测量的无控自由飞弹道设计方法，使得钝头体外形飞行器在不配置控制系统的情况下，实现姿态稳定和落点可控，支持气动测量任务。

本发明所采取的技术方案如下：

一种面向气动测量的无控自由飞弹道设计方法，适用于钝头体外形的行星际进/再入、近地轨道再入飞行器，包括以下步骤：分析气动测量对无控自由飞弹道设计的需求；通过质量特性设计以及设计完成后的质量特性测试，控制飞行器的质量特性，使得主惯量占优水平及主惯量轴偏移出纵平面角度满足设计要求，实现再入自主升旋；通过理论计算和数值仿真设计大气层外返回初始时刻的飞行器姿态，使再入点处的飞行器姿态等于飞行器的配平姿态，然后调整再入起旋速度，使得最大动压、最大过载满足气动测量对所述弹道设计的要求；通过数值仿真，确认质量特性控制结果、返回初始时刻的所述飞行器姿态、所述再入起旋速度对应的所述无控自由飞弹道能够满足气动测量对所述弹道设计的要求，如不满足，进行迭代设计。

对于本发明上述面向气动测量的无控自由飞弹道设计方法，其中，所述需求分析的内容包括三轴允许最大姿态角速度、全弹道上的最大姿态偏差、最大过载以及最大动压。

对于本发明上述面向气动测量的无控自由飞弹道设计方法，其中，所述主惯量占优水平以及所述主惯量轴偏移出纵平面角度，受所述三轴允许最大姿态角速度和所述最大姿态偏差约束，通过迭代设计选择。

本发明适用于钝头体外形的行星际进/再入、近地轨道再入飞行器。

本发明的有益效果是：在不配置控制系统情况下，可以实现姿态稳定，并通过再入自主升旋实现落点可控。

附图说明

图1是无控自由飞弹道设计流程示意图。

具体实施方式

下面结合附图详细描述本发明的具体实施方式。

在本发明的面向气动测量的无控自由飞弹道设计方法中，分别针对质量特性控制和返回初始姿态进行系统的设计。无控自由飞弹道设计流程如图1所示，步骤如下：

步骤1：分析气动测量对无控自由飞弹道设计的需求。

掌握气动测量对无控自由飞弹道设计的需求，包括三轴允许最大姿态角速度、全弹道上的最大姿态偏差、最大过载以及最大动压。

步骤2：通过质量特性设计以及设计完成后的质量特性测试，控制飞行器的质量特性，使得主惯量占优水平及主惯量轴偏移出纵平面角度满足设计要求，实现再入自主升旋。

飞行器返回再入过程分为两个阶段，一是大气层外飞行阶段，二是大气层内飞行阶段。在大气层外飞行时，飞行器采用自旋被动稳定控制方式，因此，需飞行器质量特性绕自旋轴旋转主惯量占优。在大气层内，为了确保飞行器不发生滚转角速度减小至零的情况，需要飞行器主惯量轴位于飞行器纵平面外特定角度，进而使得飞行器在飞行过程中受到小幅侧向力作用，而缓慢增加滚转角速度。前述提及的主惯量占优水平以及主惯量轴偏移出纵平面的角度，受三轴允许最大姿态角速度和最大姿态偏差约束，通过迭代设计选择。

通过理论分析、数值仿真优化和高精度质量特性测量确认，控制质心、主惯量矩、惯量积等质量特性参数使之满足指标要求，达到飞行器返回过程中自主升旋、姿态稳定的要求。

步骤3：通过理论计算和数值仿真设计大气层外返回初始时刻的飞行器姿态，使再入点处的飞行器姿态等于飞行器的配平姿态，然后调整再入起旋速度，使得最大动压、最大过载满足气动测量对弹道设计的要求。

确定飞行器质量特性后，通过理论计算和数值仿真设计大气层外返回初始时刻的飞行器姿态，使再入点(对近地再入而言一般为100km)处的飞行器姿态等于飞行器的配平姿态，降低无控飞行下姿态振荡程度，提高气动测量精度水平。通过分析与计算，使得再入点处的飞行攻角在配平攻角附近，减小飞行姿态振荡，为气动测量提供支持。

完成返回初始姿态设计后，调整再入起旋速度，使得最大动压、最大过载满足气动测量对弹道设计的要求。

步骤4：通过数值仿真，确认质量特性控制结果、返回初始时刻的飞行器姿态、再入起旋速度对应的无控自由飞弹道能够满足气动测量对弹道设计的要求，如不满足，进行迭代设计。

通过数值仿真，确认质量特性控制结果、返回初始时刻的飞行器姿态、再入起旋速度对应的无控自由飞弹道能够满足气动测量对弹道设计的要求，三轴允许最大姿态角速度、全弹道上的最大姿态偏差、最大过载以及最大动压在指标要求范围内。如不满足，进行迭代设计。当理论分析、计算或试验结果不满足要求时，通过调整飞行器主惯量矩、惯量积等质量特性，以及返回初始时刻的飞行器姿态、起旋角速度，重新评估弹道设计对气动测量的满足情况，直至设计满足要求为止。

本发明的弹道设计方法具备的特征是：通过控制飞行器质量特性并设计返回初始姿态，实现飞行器姿态稳定、滚动升旋以及弹道落点高精度可控。

本发明适用于钝头体外形的行星际进/再入、近地轨道再入飞行器，可以在满足气动测量任务的同时，实现该类飞行器的姿态稳定与弹道落点控制。

本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。

以上结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但本发明不局限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明的原理和精神的情况下对实施方式进行的变化、修改、替换和变型仍落入本发明的保护范围内。