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)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。
2.根据权利要求1所述的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: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,Sref为再入飞行器参考面积,m为再入飞行器质量,CL和CD为升力系数和阻力系数,为攻角α和马赫数的函数。
3.根据权利要求2所述的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: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ny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qs为驻点热流限制,RN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。