專利名稱：一種亞軌道飛行器再入飛行過程中的橫向調(diào)整方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及制導(dǎo)控制技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種亞軌道飛行器再入飛行過程中的 橫向調(diào)整方法。
背景技術(shù)：
亞軌道飛行器作為航空與航天有機結(jié)合的產(chǎn)物，具備既能夠提供地區(qū)覆蓋、又有 利于應(yīng)急投送和快速反應(yīng)的應(yīng)用優(yōu)勢，其活動區(qū)域——近空間處于既可威脅航天器，又可 制約航空活動的敏感區(qū)域，已成為航空航天研究領(lǐng)域的新熱點和戰(zhàn)略高技術(shù)的增長點。飛行器再入飛行是指航天器或航空器從地球大氣層外或邊緣重新進入地球大氣 層內(nèi)部直至著陸的飛行過程。亞軌道飛行器的再入飛行過程與航天飛機的再入飛行既有相似之處又有不同特 性，相似處在于都進行跨大氣層的再入飛行，再入的飛行動力學(xué)描述也基本一致；不同之 處在于其再入大氣過程的特性不同。亞軌道飛行器的飛行動能(速度3 IOMa)遠小于航天飛機再入初期的動能(速 度25Ma)，使得亞軌道飛行器不能像航天飛機那樣在較高的大氣邊緣獲得足夠的升力實現(xiàn) 平衡滑翔，導(dǎo)致其再入飛行高度迅速下降。隨著高度下降，大氣密度急劇上升，造成亞軌道 飛行器的過載、熱流、動壓峰值同時出現(xiàn)(與航天飛機先熱流、再過載、最后動壓的三段式 峰值特性完全不同)。其中，過載特別是法向過載增加的尤為明顯。在飛行器的再入飛行過程中，往往需要飛行器偏離其再入的豎直平面，此時就需 要對飛行器的飛行軌跡進行橫向調(diào)整。飛行器的橫向調(diào)整能力決定著飛行器再入過程中對 地表可覆蓋的區(qū)域大小。當(dāng)飛行器的橫向調(diào)整能力較小時，會引發(fā)可執(zhí)行任務(wù)(如探測、偵 察)范圍受限、無法達到著陸場等一系列問題。現(xiàn)有技術(shù)中，對于以航天飛機為代表的飛行器而言，一般采用調(diào)整速度傾側(cè)角的 方式實現(xiàn)對飛行器的橫向調(diào)整。具體為將升力方向偏離豎直方向，使得水平方向產(chǎn)生力。發(fā)明人在研究過程中發(fā)現(xiàn)，現(xiàn)有對飛行器的橫向調(diào)整的方法，當(dāng)改變升力方向后， 豎直方向的升力分量減少，將使得飛行器更快的下落，導(dǎo)致法向過載增加。但是，由于亞軌 道飛行器具有法向過載較大的特性，因此，現(xiàn)有的橫向調(diào)整方法對于亞軌道飛行器并不適 用。因此，如何能夠提高亞軌道飛行器的橫向調(diào)整能力，解決亞軌道飛行器再入飛行 過程中的橫向調(diào)整問題，是本領(lǐng)域技術(shù)人員急需解決的技術(shù)問題。

發(fā)明內(nèi)容
有鑒于此，本發(fā)明的目的在于提供一種亞軌道飛行器再入飛行過程中的橫向調(diào)整 方法，能夠提高亞軌道飛行器的橫向調(diào)整能力。本發(fā)明實施例提供一種亞軌道飛行器再入飛行過程中的橫向調(diào)整方法，包括建立飛行器同態(tài)預(yù)測模型，所述預(yù)測模型的初始狀態(tài)為起始時刻tinit對應(yīng)的飛行器狀態(tài)；利用所述飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測從起始時刻tinit開始、以預(yù)置的初始值Ciinit 為設(shè)計攻角α進行再入飛行，達到法向過載Nn大于等于預(yù)置的法向過載動平衡的期望中 值Nn—want的時刻α ；其中，所述法向過載動平衡的期望中值Nn want等于亞軌道飛行器的法 向過載約束值Nn lim it與預(yù)置的法向過載波動限制值ΔΝη的差值；從i = 1，α Q = α init起執(zhí)行以下步驟步驟1 當(dāng)飛行器再入飛行至、α?xí)r刻時，獲取飛行器再入飛行至ti a時刻的實際 攻角值α"，利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以飛行器tia時刻的飛行狀態(tài)為所述同態(tài)預(yù) 測模型的初始狀態(tài)、以《Μ-為設(shè)計攻角α進行再入飛行時，飛行器的第i首 個法向過載峰值A(chǔ)tU其中，< 」<、《^ ,當(dāng)i = I,Kaj=Ku，kinit為攻角下降斜率初 始值，kinit彡0 ；步驟2 比較所述第i首個法向過載峰值^tLt和期望的法向過載動平衡的波動區(qū) 域[Nn want± Δ Nn]，根據(jù)比較結(jié)果對設(shè)計攻角的下降斜率進行調(diào)整，直到所述第i首個 法向過載峰值Ix處于所述期望的法向過載動平衡的波動區(qū)域[Nnwant±ANn]內(nèi)，并確定 此時對應(yīng)的設(shè)計攻角下降斜率kai ；步驟3 利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以ti a時刻飛行器的飛行狀態(tài)為所述同態(tài) 預(yù)測模型的初始狀態(tài)、以aH-k a dt-、a)為設(shè)計攻角α進行再入飛行時，飛行器的法向 過載Nn經(jīng)過所述第i首個法向過載峰值M-Jiax后、脫離所述期望的法向過載動平衡的波動 區(qū)域[Nn—want±ANn]的時刻 ti+1—α ；步驟4 利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以ti a時刻飛行器的飛行狀態(tài)為所述同態(tài) 預(yù)測模型的初始狀態(tài)、以a 為設(shè)計攻角進行再入飛行時，以k a」為恒定下降斜率調(diào)整至 目標(biāo)攻角a md，獲得調(diào)整至目標(biāo)攻角α-所對應(yīng)的時刻的預(yù)測值ttag，同時獲取從、a時 刻至?xí)r刻之間的飛行器法向過載最大值；步驟5 判斷所述從、a時刻至?xí)r刻之間的飛行器法向過載最大值<:、是 否不大于所述亞軌道飛行器再入法向過載約束值Nn lim it，如果是，進入步驟6 ；否則，i加1， 返回步驟1 ；步驟6 以、a時刻作為最早橫向調(diào)整時刻t_list，加入飛行器速度傾側(cè)角σ，進 行亞軌道飛行器的橫向調(diào)整。優(yōu)選的，所述方法還包括當(dāng)i大于等于2時，對ti+1 a的更新，具體為在[ti a，ti+1 J時間段內(nèi)，不斷的以飛行器當(dāng)前的實際飛行狀態(tài)作為同態(tài)預(yù)測模 型的初始狀態(tài)，預(yù)測從當(dāng)前時刻開始、以cig-k a At-、a)為設(shè)計攻角α進行再入飛行 時，飛行器的法向過載Nn經(jīng)過所述第i首個法向過載峰值乂后、脫離所述期望的法向過 載動平衡的波動區(qū)域[Nn want± ΔΝη]的時刻，以攻丨』作為更新后的ti+1 α。優(yōu)選的，當(dāng)且僅當(dāng)i = 1時，設(shè)定調(diào)整時間提前量為Ata，在[tinit，(tla-Ata)] 時間段內(nèi)，飛行器再入飛行的設(shè)計攻角α等于初始值ainit;當(dāng)飛行器再入飛行至、a_Ata時刻時，利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以飛行器 tl a-Ata時刻的飛行狀態(tài)為所述同態(tài)預(yù)測模型的初始狀態(tài)、以A為設(shè)計攻角α進行再入飛行時，飛行器的第一首個法向過載峰值比較所述第一首個法向過載峰值A(chǔ)^Jiax和所述期望的法向過載動平衡的波動區(qū)域 [Nn want士 Δ Nn]，根據(jù)比較結(jié)果對設(shè)計攻角的下降斜率k—a進行調(diào)整，直到所述第一首個法向 過載峰值^=Ix處于所述期望的法向過載動平衡的波動區(qū)域[Nnwant±ANn]內(nèi)，并確定此時 對應(yīng)的設(shè)計攻角下降斜率kal ；利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以、a_Ata時刻飛行器的飛行狀態(tài)為所述同態(tài) 預(yù)測模型的初始狀態(tài)、以ainit_k a Jtt1 a + Ata)為設(shè)計攻角α進行再入飛行時，飛行器 的法向過載Nn經(jīng)過所述第一首個法向過載峰值乂后、脫離所述期望的法向過載動平衡 的波動區(qū)域[Nn want 士 Δ Nn]的時刻t2—α ；設(shè)定[、a_Ata，t2J 時間段內(nèi)，設(shè)計攻角 α 為 ainit-k a Jt-、a + Ata)。優(yōu)選的，所述方法還包括當(dāng)i = 1時，對tl a的更新，具體為在tinit<t彡(tla-Ata)內(nèi)，不斷的以飛行器當(dāng)前的實際飛行狀態(tài)作為同態(tài)預(yù) 測模型的初始狀態(tài)，預(yù)測從當(dāng)前時刻開始、以初始值ainit為設(shè)計攻角α進行再入飛行，達 到法向過載Nn大于等于法向過載動平衡的期望中值Nn want的時刻，以作為更新后的
_α °優(yōu)選地，步驟2中所述根據(jù)比較結(jié)果對設(shè)計攻角的下降斜率,進行調(diào)整，具體 為若A^max >ΛΓ _· +ΔΛΓ ，增大設(shè)計攻角的下降斜率^」；若C < Nn - ANn，減小設(shè)計攻角的下降斜率。優(yōu)選的，所述增大或減小設(shè)計攻角的下降斜率具體為對所述設(shè)計攻角的下降斜率弋, 增加或減少一個預(yù)設(shè)的調(diào)整量Δ k α。根據(jù)本發(fā)明提供的具體實施例，本發(fā)明公開了以下技術(shù)效果本發(fā)明實施例所述方法，分時間段對設(shè)計攻角α的取值進行設(shè)定。對于每一時間 段，利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，找到使得飛行器的法向過載值始終處于法向過載約束值Nn lim it附近維持動態(tài)平衡的設(shè)計攻角值，實現(xiàn)該時間段內(nèi)的法向過載動態(tài)平衡，并在法向過 載約束范圍內(nèi)最大的降低速度，從而獲取亞軌道飛行器再入飛行的最早調(diào)整時刻，在此時 刻加入速度傾側(cè)角，達到增強亞軌道飛行器的橫向調(diào)整能力。與現(xiàn)有技術(shù)中采用唯一固定的攻角調(diào)整下降斜率相比，本發(fā)明所述方法能夠使得 各時間段內(nèi)的法向過載在法向過載約束值Nn lim it附近的波動區(qū)域內(nèi)小幅度波動，使得在此 期間的速度降低在滿足法向過載約束的條件下最大，從而能獲取亞軌道飛行器再入飛行的 最早調(diào)整時刻，達到增強亞軌道飛行器的橫向調(diào)整能力的目的。


圖1為本發(fā)明實施例一的亞軌道飛行器再入飛行過程中的的橫向調(diào)整方法流程 圖；圖2為本發(fā)明實施例二的亞軌道飛行器再入飛行過程中的的橫向調(diào)整方法流程 圖；圖3為采用本發(fā)明方法進行仿真時飛行器再入飛行的高度和速度演化 圖4為圖3所示過載動平衡時間段內(nèi)飛行器對應(yīng)的設(shè)計攻角、速度傾側(cè)角和法向 過載演化圖。
具體實施例方式為使本發(fā)明的上述目的、特征和優(yōu)點能夠更加明顯易懂，下面結(jié)合附圖和具體實 施方式對本發(fā)明作進一步詳細的說明。有鑒于此，本發(fā)明的目的在于提供一種亞軌道飛行器再入飛行過程中的橫向調(diào)整 方法，能夠提高亞軌道飛行器的橫向調(diào)整能力。采用調(diào)整速度傾側(cè)角ο的方式對飛行器進行橫向調(diào)整時，對于相同的速度傾側(cè) 角ο，其加入時刻越早，則飛行器的橫向調(diào)整的能力越強(因為飛行器再入過程中，其飛行 速度一直在減小)。需要注意的是，加入速度傾側(cè)角σ，改變飛行器升力方向后，飛行器豎 直方向的升力分量減少，將使得飛行器更快的下落，導(dǎo)致其法向過載增加。由于亞軌道飛行 器具有法向過載較大的特性，過早進行橫向調(diào)整將極有可能導(dǎo)致法向過載超出約束值。因 此，本發(fā)明實施例所述方法，就是在實現(xiàn)亞軌道飛行器法向過載動平衡的基礎(chǔ)上，找到合適 的最早橫向調(diào)整時刻，使得在該最早橫向調(diào)整時刻，加入飛行器速度傾側(cè)角σ，進行亞軌道 飛行器的橫向調(diào)整，能夠提高亞軌道飛行器的橫向調(diào)整能力，且不會導(dǎo)致亞軌道飛行器的 法向過載超出約束值。飛行器的再入飛行過程中，其法向過載一般可以表達為
權(quán)利要求
1.一種亞軌道飛行器再入飛行過程中的橫向調(diào)整方法，其特征在于，包括建立飛行器同態(tài)預(yù)測模型，所述預(yù)測模型的初始狀態(tài)為起始時刻tinit對應(yīng)的飛行器狀態(tài)；利用所述飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測從起始時刻tinit開始、以預(yù)置的初始值α init為設(shè) 計攻角α進行再入飛行，達到法向過載Nn大于等于預(yù)置的法向過載動平衡的期望中值Nn want的時刻、α ；其中，所述法向過載動平衡的期望中值Nn want等于亞軌道飛行器的法向過載 約束值Nn lim it與預(yù)置的法向過載波動限制值Δ Nn的差值；/Λ = 1,α0=α init起執(zhí)行以下步驟步驟1 當(dāng)飛行器再入飛行至、a時刻時，獲取飛行器再入飛行至、a時刻的實際攻 角值α η，利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以飛行器ti a時刻的飛行狀態(tài)為所述同態(tài)預(yù)測 模型的初始狀態(tài)、以為設(shè)計攻角α進行再入飛行時，飛行器的第i首個 法向過載峰值A(chǔ)t:；其中，(《」，當(dāng)i = l’k’_aJ=kmi,，kinit為攻角下降斜率初始值，kinit 彡 0 ；步驟2 比較所述第i首個法向過載峰值期望的法向過載動平衡的波動區(qū)域 [Nn want± Δ Nn]，根據(jù)比較結(jié)果對設(shè)計攻角的下降斜率進行調(diào)整，直到所述第i首個法 向過載峰值A(chǔ)^Lc處于所述期望的法向過載動平衡的波動區(qū)域[Nnwant±ANn]內(nèi)，并確定此 時對應(yīng)的設(shè)計攻角下降斜率kai ；步驟3 利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以ti a時刻飛行器的飛行狀態(tài)為所述同態(tài)預(yù)測 模型的初始狀態(tài)、以cig-k α」α-、a)為設(shè)計攻角α進行再入飛行時，飛行器的法向過載 Nn經(jīng)過所述第i首個法向過載峰值A(chǔ)^-Jmx后、脫離所述期望的法向過載動平衡的波動區(qū)域 [Nn—want±ANn]的時刻 ti+1—α ；步驟4 利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以ti a時刻飛行器的飛行狀態(tài)為所述同態(tài)預(yù)測 模型的初始狀態(tài)、以a 為設(shè)計攻角進行再入飛行時，以k a」為恒定下降斜率調(diào)整至目標(biāo) 攻角a md，獲得調(diào)整至目標(biāo)攻角α-所對應(yīng)的時刻的預(yù)測值ttag，同時獲取從、a時刻至 ttag時刻之間的飛行器法向過載最大值；步驟5 判斷所述從、α?xí)r刻至?xí)r刻之間的飛行器法向過載最大值廠w是否不 大于所述亞軌道飛行器再入法向過載約束值Nn lim it，如果是，進入步驟6 ；否則，i加1，返回 步驟1 ；步驟6:以、α?xí)r刻作為最早橫向調(diào)整時刻t_list，加入飛行器速度傾側(cè)角0，進行亞 軌道飛行器的橫向調(diào)整。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法還包括當(dāng)i大于等于2時，對 ti+1 α的更新，具體為在[、α，ti+1 J時間段內(nèi)，不斷的以飛行器當(dāng)前的實際飛行狀態(tài)作為同態(tài)預(yù)測模型的 初始狀態(tài)，預(yù)測從當(dāng)前時刻開始、以aH-k α」α-、α)為設(shè)計攻角α進行再入飛行時，飛 行器的法向過載Nn經(jīng)過所述第i首個法向過載峰值Λ^ χ后、脫離所述期望的法向過載動 平衡的波動區(qū)域[Nn want± ΔΝη]的時刻攻,以 作為更新后的ti+1 α。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，當(dāng)且僅當(dāng)i= 1時，設(shè)定調(diào)整時間提前量為Ata，在[tinit，(tla-Ata)]時間段內(nèi)，飛行器再入飛行的設(shè)計攻角α等于初始值a init ；當(dāng)飛行器再入飛行至、a_Ata時刻時，利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以飛行器、 a-Ata時刻的飛行狀態(tài)為所述同態(tài)預(yù)測模型的初始狀態(tài)、以《ο-^od』+O為設(shè)計 攻角α進行再入飛行時，飛行器的第一首個法向過載峰值A(chǔ)^lx ；比較所述第一首個法向過載峰值A(chǔ)^Lx和所述期望的法向過載動平衡的波動區(qū)域[Nn— want± ΔNn]，根據(jù)比較結(jié)果對設(shè)計攻角的下降斜率<。進行調(diào)整，直到所述第一首個法向過 載峰值于所述期望的法向過載動平衡的波動區(qū)域[Nnwant±ANn]內(nèi)，并確定此時對 應(yīng)的設(shè)計攻角下降斜率k α 1;利用飛行器同態(tài)預(yù)測模型，預(yù)測以、α_Δ、時刻飛行器的飛行狀態(tài)為所述同態(tài)預(yù)測 模型的初始狀態(tài)、以ainit_k α Jtt1 a + Ata)為設(shè)計攻角α進行再入飛行時，飛行器的法 向過載Nn經(jīng)過所述第一首個法向過載峰值A(chǔ)^=后、脫離所述期望的法向過載動平衡的波 動區(qū)域[Nnwant士 ΔΝη]的時刻t2—α ；設(shè)定[、—a_Ata，t2—J時間段內(nèi)，設(shè)計攻角α為ainit-k—a—a + Ata)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法還包括當(dāng)i= 1時，對、a的 更新，具體為在tinit<t彡(tla-Ata)內(nèi)，不斷的以飛行器當(dāng)前的實際飛行狀態(tài)作為同態(tài)預(yù)測模 型的初始狀態(tài)，預(yù)測從當(dāng)前時刻開始、以初始值ainit為設(shè)計攻角α進行再入飛行，達到法 向過載Nn大于等于法向過載動平衡的期望中值Nn want的時刻，以作為更新后的、α。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項所述的方法，其特征在于，步驟2中所述根據(jù)比較結(jié)果對 設(shè)計攻角的下降斜率進行調(diào)整，具體為若K:L· > Nn_want +ANn，增大設(shè)計攻角的下降斜率；若K:a--ANn，減小設(shè)計攻角的下降斜率。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，增大或減小設(shè)計攻角的下降斜率具 體為對所述設(shè)計攻角的下降斜率,增加或減少一個預(yù)設(shè)的調(diào)整量Ak a。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種亞軌道飛行器再入飛行過程中的橫向調(diào)整方法，將亞軌道再入飛行分為若干時間段，通過建立并利用亞軌道再入飛行的同態(tài)預(yù)測模型，獲取各時間段的時刻值；通過利用同態(tài)預(yù)測模型的迭代，獲取各時間段內(nèi)使飛行器再入法向過載維持在法向過載約束限制值附近波動的攻角設(shè)計值；使得亞軌道飛行器再入飛行的法向過載在由各時間段組成的動平衡段中維持于法向過載約束限制值附近上下波動，使得在該段時間內(nèi)，亞軌道飛行器在滿足法向過載約束下速度衰減最大，從而獲取最早橫向調(diào)整時刻。在最早橫向調(diào)整時刻過后加入速度傾側(cè)角，達到提高亞軌道再入飛行的橫向調(diào)整能力的目的。
文檔編號B64G1/24GK102139767SQ20101052282
公開日2011年8月3日 申請日期2010年10月28日 優(yōu)先權(quán)日2010年10月28日
發(fā)明者張珩, 李文皓, 肖歆昕 申請人:中國科學(xué)院力學(xué)研究所