[发明专利]一种基于飞行路径角规划的再入轨迹设计方法

说明书

本发明公开了一种基于飞行路径角规划的再入轨迹设计方法，其包括以下步骤：S1、提取飞行器实际工作参数，根据任务需求设置动压最大值q_max、驻点热流最大值和过载最大值n_max，求解再入轨迹设计的速度‑高度边界；S2、根据再入运动微分方程，求解初始下降阶段的再入轨迹，并根据速度‑高度相面内的初始下降阶段再入轨迹、速度‑高度边界和目标点，建立飞行路径角下限γ_min(V)；S3、在飞行路径角下限γ_min(V)的基础上，规划满足终端约束的飞行路径角，计算对应的倾斜角，得到再入轨迹。本发明通过主动规划飞行路径角，保证再入轨迹满足路径及终端约束，得到准确可靠的再入轨迹。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种基于飞行路径角规划的再入轨迹设计方法。

背景技术

升力式再入航天器具有速度快、航程远、机动性强等优势，能够实现全球快速攻击或者物资运送等军事任务。这种飞行器在再入飞行过程中表现为强非线性、强耦合、动态变化快等动力学特征，加之再入飞行需要满足驻点热流、动压、过载等过程约束和速度、位置、航向误差角等终端约束，使得再入轨迹设计极其困难。

常用描述再入运动的微分方程如下(忽略地球自转)：

其中：r为地心距(地心到飞行器的距离)；V为飞行速度；θ和φ分别为经度和纬度；γ为飞行路径角；ψ为航向角。另外，m为飞行器质量。阻力D和升力L的表达式如下：

其中：ρ表示大气密度；S表示飞行器参考面积；C_L和C_D分别为升力系数和阻力系数(通常根据风洞试验得到升力系数、阻力系数与攻角α和速度V的关系)。

除上述六个运动状态量以外，方程中还包含两个控制变量，即倾斜角σ和攻角α。其中，攻角α的控制作用隐含在阻力系数C_D和升力系数C_L中。

对大气密度采用指数形式的模型，其具体的表达式如下：

ρ＝ρ₀e^-h/β (9)

其中，ρ₀是海平面处的大气密度；h代表海拔高度；β为大气常数；

重力模型如下

其中R₀为地球半径，并且海拔高度h＝r-R₀，g₀为海平面处重力加速度。

设计再入轨迹，须考虑过程约束和终端约束。过程约束包括驻点热流、过载和动压，分别如下：

三种过程约束的边界是关于地心距r和飞行速度V的等式。

终端约束包括飞行速度V达到终端速度要求，以及地心距、待飞航程和航向误差角在一定范围之内：

V_f＝V_TAEM (14)

|r_f-r_TAEM|<Δr (15)