一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法.pdf

本发明公开了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。该方法包括：根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。通过使用本发明所提供的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。

权利要求书
1.  一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，其特征在于，该方法包括：
根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；
根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；
将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。

2.  根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述平衡滑翔条件为满足如下方程：
(V2r-g)·cosθ+L·cosσ=0;]]>
其中，V表示飞行器速度，r表示飞行器距地心距离，θ表示弹道倾角，σ表示倾侧角，L＝f(V,H,α(V))表示升力加速度。

3.  根据权利要求2所述的方法，其特征在于，
设再入走廊的上下边界分别表示为HUp(V)和HLow(V)，则通过所述平衡滑翔条件，得到倾侧角对应的大小边界：
σmax(V)=σQEGC[HLow(V),V]σmin(V)=σQEGC[HUp(V),V];]]>
其中，σmin(V)为平衡滑翔下边界的倾侧角；σmax(V)为平衡滑翔上边界的倾侧角；σQEGC为平衡滑翔的倾侧角。

4.  根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述速度与航程的关系表示为：
dRdV=Vcosσ(V2/r-g0)·CLCD;]]>
其中，R为航程，V为飞行器速度，g0为海平面重力加速度，CL为升力系数，CD为阻力系数。

说明书一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。
背景技术
升力式高超声速再入飞行器是航空航天领域中出现的一种新型飞行器。该类飞行器完成轨道任务后以轨道速度再入返回，其中，飞行器在滑翔再入过程中需满足严格的热流、过载、动压等过程约束，以及终端速度、终端高度、航程等约束条件限制。因此，如何设计满足各项约束的标称轨迹对再入返回制导控制系统的设计至关重要。。
对于升力式再入返回轨迹的设计问题，目前在工程上已经得到验证的是一种航天飞机轨迹设计方法。在该方法中，在再入走廊内采用多段解析多项式拼接的方式来描述轨迹，并在飞行过程根据偏差对轨迹参数进行局部调整以满足航程要求。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，从而可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。
本发明的技术方案具体是这样实现的：
一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，该方法包括：
根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；
根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；
将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。
较佳的，所述平衡滑翔条件为满足如下方程：
(V2r-g)·cosθ+L·cosσ=0;]]>
其中，V表示飞行器速度，r表示飞行器距地心距离，θ表示弹道倾角，σ表示倾侧角，L＝f(V,H,α(V))表示升力加速度。
较佳的，设再入走廊的上下边界分别表示为HUp(V)和HLow(V)，则通过所述平衡滑翔条件，得到倾侧角对应的大小边界：
σmax(V)＝σQEGC[HLow(V),V]；
σmin(V)＝σQEGC[HUp(V),V]
其中，σmin(V)为平衡滑翔下边界的倾侧角；σmax(V)为平衡滑翔上边界的倾侧角；σQEGC为平衡滑翔的倾侧角。
较佳的，所述速度与航程的关系表示为：
dRdV=Vcosσ(V2/r-g0)·CLCD;]]>
其中，R为航程，V为飞行器速度，g0为海平面重力加速度，CL为升力系数，CD为阻力系数。
如上可见，在本发明中的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法中，由于基于平衡滑翔原理，采用了十分简便的方法生成了在工程上可行的标准轨迹(即再入轨迹)，而且该标准轨迹可以被描述成阻力加速度-速度、高度-速度等形式，因此通过对该标准轨迹进行跟踪控制，能够满足各过程约束和终端约束，从而有效地解决了升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。而且，通过工程实际操作经验可知，使用本发明中提供的方法可以较好地完成轨迹设计，而且与传统的多段式轨迹相比，本发明中的轨迹描述比较简单，地面工作量大大减小。
附图说明
图1为本发明实施例中的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法的流程示意图。
图2为本发明具体实施例中的基于平衡滑翔条件得到的倾侧角最大边界的示意图。
图3为本发明具体实施例中的不同倾侧角下的平衡滑翔轨迹的示意图。
图4为本发明具体实施例中的不同倾侧角下平衡滑翔航程和速度的关系示意图
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。
本实施例提供了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。
图1为本发明实施例中的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法的流程示意图。如图1所示，本发明实施例中的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法主要包括如下所述的步骤：
步骤101，根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊。
在本发明的技术方案中，可以使用现有技术中的常用方法计算得到飞行器的再入走廊，在此不再赘述。
步骤102，根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹。
在本发明的技术方案中，可以使用多种方法计算得到满足航程要求的倾侧角，以下将以其中的一种具体实现方式为例，对本发明的技术方案进行详细的介绍。
在本发明的技术方案中，如果已知再入走廊的边界，且攻角剖面已知，控制量为倾侧角，则可利用平衡滑翔条件将对飞行器的边界约束条件转化为对倾侧角的约束。
较佳的，在本发明的具体实施例中，所述平衡滑翔条件是指满足如下方程：
(V2r-g)·cosθ+L·cosσ=0---(1)]]>
其中，V表示飞行器速度，r表示飞行器距地心距离，θ表示弹道倾角，σ表示倾侧角，L＝f(V,H,α(V))表示升力加速度。
由于飞行器的整个再入过程中的大部分时间都是处于平衡滑翔状态，且满足θ≈0和的条件，因此，如果已知高度和速度的变化关系，则可以利用平衡滑翔条件得到相应的倾侧角的变化关系。所以，如果给定倾侧角，则基于上式可以得到高度和速度的变化关系；而如果给出一系列倾侧角，则可得到一簇平衡滑翔轨迹。
设再入走廊的上下边界分别表示为HUp(V)和HLow(V)，则利用上述的平衡滑翔条件，可得到倾侧角对应的大小边界：
σmax(V)＝σQEGC[HLow(V),V]    (2)
σmin(V)＝σQEGC[HUp(V),V]
其中，σmin(V)为平衡滑翔下边界的倾侧角，该值的一般取值为0；σmax(V)为平衡滑翔上边界的倾侧角；σQEGC为平衡滑翔的倾侧角。
图2为本发明具体实施例中的基于平衡滑翔条件得到的倾侧角最大边界的示意图。如图2所示，根据上述公式(1)和(2)，可以得到不同速度下倾侧角对应的大小边界。在标准轨迹设计过程中，倾侧角不能超过最大倾侧角限制(即倾侧角对应的大小边界)，而选取不同的倾侧角，则可利用平衡滑翔原理可以得到一簇轨迹曲线。图3为本发明具体实施例中的不同倾侧角下的平衡滑翔轨迹的示意图。图4为本发明具体实施例中的不同倾侧角下平衡滑翔航程和速度的关系示意图。如图3和图4所示，不同的倾侧角所对应的平衡滑翔轨迹是不同的；而且，在不同的倾侧角下，平衡滑翔航程和速度之间的对应关系也有所不同。
因此，在本发明的较佳实施例中，所述根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角可以是：
选取特定的速度区间(即初始速度和终端速度)，沿平衡滑翔飞行轨迹对航程进行积分计算，并通过对倾侧角进行多次迭代计算，得到满足航程要求的平衡滑翔倾侧角值。
例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，飞行器的平衡滑翔飞行轨迹的航程可以通过如下所述的公式表示：
R·=VcosθcosΔψ---(3)]]>
其中，R为航程，V为飞行器的速度，Δψ为速度偏角与目标视线的夹角。而且：
V·=-D-g0sinθ---(4)]]>
其中，D为阻力加速度，g0为海平面重力加速度。
根据上述两个公式，可以得到速度与航程的关系：
dRdV=VcosθcosΔψ-D-g0sinθ---(5)]]>
省略地球旋转的影响，并且在整个再入过程中，设弹道倾角θ≈0，且由于横向控制的作用，Δψ≈0，则上式可进一步简化为：
dRdV=V-D---(6)]]>
进一步基于平衡滑翔条件则可得到如下所述的公式：
dRdV=Vcosσ(V2/r-g0)·CLCD---(7)]]>
其中，CL为升力系数，CD为阻力系数。
因此，如果选取相应的初始速度和终端速度，然后沿平衡滑翔飞行轨迹对航程进行积分计算，并通过对倾侧角进行多次迭代计算，即可得到满足航程要求的平衡滑翔倾侧角值。
在进行迭代计算得到所述倾侧角之后，即可通过上述的公式(6)进行积分计算，从而得到高度-速度剖面和阻力加速度-速度剖面的标准轨迹(即再入轨迹)。
由此可知，通过上述的方法即可通过计算得到相应的再入轨迹。
步骤103，将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。
综上可知，在本发明中的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法中，由于基于平衡滑翔原理，采用了十分简便的方法生成了在工程上可行的标准轨迹(即再入轨迹)，而且该标准轨迹可以被描述成阻力加速度-速度、高度-速度等形式，因此通过对该标准轨迹进行跟踪控制，能够满足各过程约束和终端约束，从而有效地解决了升力式飞行器再入轨 迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。而且，通过工程实际操作经验可知，使用本发明中提供的方法可以较好地完成轨迹设计，而且与传统的多段式轨迹相比，本发明中的轨迹描述比较简单，地面工作量大大减小。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。