基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法与流程

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。

技术实现要素：

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：

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，弧度为单位，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。

所述无量纲化处理后的升力加速度L和阻力加速度D满足如下公式：

和

式中ρ为再入飞行器当前位置大气密度，S_ref为再入飞行器参考面积，m为再入飞行器质量，C_L和C_D为升力系数和阻力系数，为攻角α和马赫数的函数。

所述步骤(2)的具体实现方法如下：

a)利用如下公式将飞行动压约束转化为高度—速度剖面约束：

其中q为飞行动压约束，h为飞行高度，ρ₀为地平面标准大气密度，β为空气密度拟和参数；

b)利用如下公式将法向过载约束转化为高度—速度剖面约束：

其中n_y为再入飞行器飞行过载约束；

c)利用如下公式将最大热流约束转化为高度—速度剖面约束：

其中q_s为驻点热流限制，R_N为再入飞行器头锥半径，为第一宇宙速度；

d)利用如下公式将平衡滑翔边界约束转化为高度—速度剖面约束：

e)上述a)、b)、c)、d)四步得到的高度—速度剖面约束构成再入飞行器的纵向飞行走廊。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

(1)与传统再入制导方法相比，本发明方法建立了热流、过载等约束条件与高度、速度等弹道参数的耦合模型，能够较为准确的给出力热条件与飞行弹道之间的关系，解决了力热控互相制约、耦合设计难的问题，提升了滑翔飞行器的整体性能，且计算量较小，可以离线计算，降低了对弹上计算机的处理能力要求。

(2)与传统制导策略相比，使用单一倾侧角控制替代以往的攻角倾侧角联合控制模式，通过改变倾侧角大小与符号，实现对纵横向剖面的跟踪，在保证精度的同时，降低制导用攻角范围以减小姿控风险，降低负载力矩需求，可以更好的满足总体方案设计需求。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为不同限制下再入高度－速度飞行走廊；

图3为制导方案控制框图。

具体实施方式

本发明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。制导策略设计上采用横纵向解耦控制，纵向通过倾侧角调整升阻比实现对高度、速度、航程以及当地弹道倾角的跟踪，保证制导精度。纵向平面制导主要目的是满足飞行器再入飞行的约束条件，这些条件包括热流、过载、动压等，它们和大气密度紧密相关，也就是飞行高度的函数。通过倾侧角调制升阻比，将标准轨迹设计在飞行走廊之内。只要飞行器按照纵向平面的标准轨迹飞行，就能保证飞行剖线在这些约束条件的走廊内。在横侧向，建立基于航向动态倾侧逻辑或航向误差走廊，通过倾侧角符号改变实现对横向的控制，保证横向位置和弹道偏角的精度。

如图1所示，本发明的具体步骤如下：

(1)对于再入飞行器，地球自转对再入飞行过程的影响非常显著，因此，基于准平衡滑翔原理，考虑地球自转，建立如下所示的建立再入飞行器动力学模型：

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，弧度为单位，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。

和

式中ρ为再入飞行器当前位置大气密度，S_ref为再入飞行器参考面积，m为再入飞行器质量，C_L和C_D为升力系数和阻力系数，为攻角α和马赫数的函数。

(2)制导飞行走廊与载荷、防隔热设计的边界条件相关，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。具体步骤如下：

a)飞行动压约束

最大动压主要限制空气舵轴所承受的铰链力矩，其公式如下

据此得到高度—速度剖面约束

其中q为飞行动压约束，h为飞行高度，ρ₀为地平面标准大气密度，β为空气密度拟和参数。

b)法向过载约束

飞行器法向过载主要同法向力系数和飞行动压成正比，其公式如下：

据此得到高度—速度剖面约束：

其中n_y为再入飞行器飞行过载约束；

c)最大热流约束

最大热流约束公式如下：

据此得到高度—速度剖面约束：

其中q_s为驻点热流限制，R_N为飞行器头锥半径，C为中间参数，v_c为第一宇宙速度。

d)平衡滑翔边界约束

平衡滑翔边界约束公式如下：

据此得到高度—速度剖面约束：

上述a)、b)、c)、d)四步得到的高度—速度剖面约束构成再入飞行器的纵向飞行走廊。

如图2所示，为以某再入飞行器为例得到的不同约束限制下纵向飞行走廊。

(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绝对值，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)与纵向制导策略不同，为避免纵向与横侧向的耦合控制，在横侧向控制策略上为采用倾侧角方向进行控制，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。

根据步骤(4)、(5)得到的倾侧角大小和符号，得到倾侧角指令，经过姿控系统后转换为舵偏或姿控喷管指令，控制弹体质心运动与绕心运动。控制框图如图3所示。

本发明提出了一种基于准平衡滑翔的力热控耦合设计技术，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。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。