專利名稱：一種亞軌道飛行器再入飛行的設計攻角獲取方法
技術領域：
本發明涉及制導控制技術領域，特別是涉及一種亞軌道飛行器再入飛行的設計攻 角獲取方法。
背景技術：
亞軌道飛行器作為航空與航天有機結合的產物，具備既能夠提供地區覆蓋、又有 利于應急投送和快速反應的應用優勢，其活動區域——近空間處于既可威脅航天器，又可 制約航空活動的敏感區域，已成為航空航天研究領域的新熱點和戰略高技術的增長點。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 平衡滑翔，導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(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。雖然亞軌道飛行器的再入速度低，其再入過程熱流小于航天飛機再入熱流，但過 載特別是法向過載卻高出航天飛機一倍以上。當法向過載較大時，飛行器的機載人員和設 備需要能夠承受較大過載，對機載人員和設備的承壓能力要求較高；同時，飛行器的機體所 受的剪切力較大，容易產生變形，甚至折斷，為確保飛行安全，需要對飛行器進行加固或采 用新型材料，致使亞軌道飛行器的研究和運行成本大幅度增加。因此，降低法向過載對于亞軌道飛行器尤為重要。而降低法向過載的關鍵在于飛 行器再入攻角的設計。目前，對亞軌道飛行器再入攻角的設計方案多沿用航天飛機再入返回時的設計方 法，將攻角設計為速度或時間的一次函數，通過分析在該攻角方案下D-V圖(阻力加速度一 速度圖)中的再入走廊，來確定設計攻角。以攻角一速度為例，二者之間的函數關系可以 為
rν>νλ
a =
ο
cCo-^f^i^-V) K1 — V2
V,> V > V2( 1 ) 式⑴中α為設計攻角；α ^為設計攻角初始值；α end為設計攻角目標值乂為 設計攻角開始調整時飛行器速度的初始值；V2為設計攻角調整至α end時飛行器速度值；V 為飛行器飛行速度值。
式(1)中，飛行器開始再入時，設計攻角α保持所述設計攻角初始值CItl，當飛行
ζχ — OC
器實時速度值V達到設計攻角開始調整時飛行器速度的初始值V1時，開始以K為下
降斜率進行調整，直至設計攻角α達到所述設計攻角目標值amd。發明人在研究過程中發現，現有的攻角設計方法，攻角調整的下降斜率為一固定 值，使得速度相對較低的亞軌道飛行器再入過程中法向過載體現為單峰特點或雙峰特點， 且法向過載峰值較大。
發明內容
有鑒于此，本發明的目的在于提供一種亞軌道飛行器再入飛行的設計攻角獲取方 法，降低飛行器再入過程中的法向過載峰值。本發明實施例提供一種亞軌道飛行器再入飛行的設計攻角獲取方法，包括建立飛行器同態預測模型，所述預測模型的初始狀態為起始時刻tinit對應的飛行 器狀態；利用所述飛行器同態預測模型，預測從起始時刻tinit開始、以預置的初始值Ciinit 為設計攻角α進行再入飛行，達到法向過載Nn大于等于預置的法向過載動平衡的期望中 值Νη—_的時刻α ；從i = 1，α Q = α init起執行以下步驟步驟1 當飛行器再入飛行至、α時刻時，獲取飛行器再入飛行至ti a時刻的實際 攻角值α"，利用飛行器同態預測模型，預測以飛行器tia時刻的飛行狀態為所述同態預 測模型的初始狀態、以《η-為設計攻角α進行再入飛行時，飛行器的第i首 個法向過載峰值M-Jmx淇中，< ，當i = l,k'_a l=kimt，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Μ::和期望的法向過載動平衡的波動區 域[Nn want± Δ Nn]，根據比較結果對設計攻角的下降斜率Faj進行調整，直到所述第i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域[Nn want±ANn]內，并確定 此時對應的設計攻角下降斜率kai ；所述八凡為預置的法向過載波動限制值；步驟3 利用飛行器同態預測模型，預測以ti a時刻飛行器的飛行狀態為所述同態 預測模型的初始狀態、以aH-k a dt-、a)為設計攻角α進行再入飛行時，飛行器的法向 過載Nn經過所述第i首個法向過載峰值、脫離所述期望的法向過載動平衡的波動 區域[Nn—want±ANn]的時刻 ti+1—α ；步驟4 設定[、α，ti+1 J時間段內，設計攻角α為α ^-k α」(t-、α)；步驟5 當所述下降斜率k α」小于等于預設的1 時，飛行器的法向過載動平衡結 束，結束流程；否則，i加1，返回步驟1。優選地，所述方法還包括當i大于等于2時，對ti+1 α的更新，具體為在[ti α，ti+1 J時間段內，不斷的以飛行器當前的實際飛行狀態作為同態預測模 型的初始狀態，預測從當前時刻開始、以dg-k α At-、α)為設計攻角α進行再入飛行 時，飛行器的法向過載Nn經過所述第i首個法向過載峰值、脫離所述期望的法向過載動平衡的波動區域[Nn want± ΔΝη]的時刻“，以^作為更新后的ti+1 α。優選地，當且僅當i = 1時，設定調整時間提前量為Ata，在[tinit，(tla-Ata)] 時間段內，飛行器再入飛行的設計攻角α等于初始值ainit;當飛行器再入飛行至、a_Ata時刻時，利用飛行器同態預測模型，預測以飛行器 tl a-Ata時刻的飛行狀態為所述同態預測模型的初始狀態、以+AiJSS 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^=Ix ；比較所述第一首個法向過載峰值A^lx和所述期望的法向過載動平衡的波動區域 [Nn want士 Δ Nn]，根據比較結果對設計攻角的下降斜率k—a進行調整，直到所述第一首個法向 過載峰值A^lx處于所述期望的法向過載動平衡的波動區域[Nnwant±ANn]內，并確定此時 對應的設計攻角下降斜率kal ；利用飛行器同態預測模型，預測以、a_Ata時刻飛行器的飛行狀態為所述同態 預測模型的初始狀態、以ainit_k a Jtt1 a + Ata)為設計攻角α進行再入飛行時，飛行器 的法向過載Nn經過所述第一首個法向過載峰值A^L1后、脫離所述期望的法向過載動平衡 的波動區域[Nn want 士 Δ Nn]的時刻t2—α ；設定[、a_Ata，t2J 時間段內，設計攻角 α 為 ainit-k a Jtt1 a + Ata)。優選地，所述方法還包括當i = 1時，對tl a的更新，具體為在tinit<t彡(tla-Ata)內，不斷的以飛行器當前的實際飛行狀態作為同態預 測模型的初始狀態，預測從當前時刻開始、以初始值ainit為設計攻角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 °優選地，步驟2中所述根據比較結果對設計攻角的下降斜率進行調整，具體 為若Nin-; > N— + ANn，增大設計攻角的下降斜率^；若K-碰<Nn want-ANn，減小設計攻角的下降斜率？。優選地，增大或減小設計攻角的下降斜率F1^具體為對所述設計攻角的下降斜率,增加或減少一個預設的調整量Ak a根據本發明提供的具體實施例，本發明公開了以下技術效果本發明實施例所述方法，分時間段對設計攻角α的取值進行設定。對于每一時間 段，利用飛行器同態預測模型，找到使得飛行器的法向過載值始終處于期望的法向過載動 平衡的波動區域內的設計攻角值，實現該時間段內的法向過載動態平衡。與現有技術中采用唯一固定的攻角調整下降斜率相比，能夠使得各時間段內的法 向過載在期望的波動區域內小幅度波動，使得法向過載由單/雙峰變為平峰，實現了各時 間段內的法向過載動平衡，達到降低飛行器再入過程中的法向過載峰值的目的。
圖1為本發明實施例一的亞軌道飛行器再入飛行的設計攻角獲取方法流程圖；圖2為本發明實施例二的亞軌道飛行器再入飛行的設計攻角獲取方法流程圖3為采用本發明方法進行仿真時飛行器再入飛行的高度和速度演化圖；圖4為圖3所示過載動平衡時間段內飛行器對應的設計攻角、速度傾側角和法向 過載演化圖。
具體實施例方式為使本發明的上述目的、特征和優點能夠更加明顯易懂，下面結合附圖和具體實 施方式對本發明作進一步詳細的說明。有鑒于此，本發明的目的在于提供一種亞軌道飛行器再入飛行的設計攻角獲取方 法，能夠降低飛行器再入過程中的法向過載峰值。在亞軌道飛行器再入飛行過程中，其氣動力可近似表達為
權利要求
1.一種亞軌道飛行器再入飛行的設計攻角獲取方法，其特征在于，包括建立飛行器同態預測模型，所述預測模型的初始狀態為起始時刻tinit對應的飛行器狀態；利用所述飛行器同態預測模型，預測從起始時刻tinit開始、以預置的初始值α init為設 計攻角α進行再入飛行，達到法向過載Nn大于等于預置的法向過載動平衡的期望中值Nnwant的時刻α ；/Λ = 1,α0=α init起執行以下步驟步驟1 當飛行器再入飛行至、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，利用飛行器同態預測模型，預測以飛行器ti a時刻的飛行狀態為所述同態預測 模型的初始狀態、以J為設計攻角α進行再入飛行時，飛行器的第i首個 法向過載峰值A^Lx淇中，。」< k_a i_x ,當i = l,k'_aJ = kimt , 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A^Jiax和期望的法向過載動平衡的波動區域 [Nnwant± ΔΝη]，根據比較結果對設計攻角的下降斜率,進行調整，直到所述第i首個法 向過載峰值M-Jiax處于所述期望的法向過載動平衡的波動區域[Nnwant±ANn]內，并確定此 時對應的設計攻角下降斜率kai ；所述八凡為預置的法向過載波動限制值；步驟3 利用飛行器同態預測模型，預測以ti a時刻飛行器的飛行狀態為所述同態預測 模型的初始狀態、以cig-k α」α-、a)為設計攻角α進行再入飛行時，飛行器的法向過載 Nn經過所述第i首個法向過載峰值、脫離所述期望的法向過載動平衡的波動區域 [Nn want 士 Δ Nn 的時刻步驟4:設定[、a，ti+1 J時間段內，設計攻角α為a^-k a Jt-ti a)； 步驟5 當所述下降斜率k a」小于等于預設的1 時，飛行器的法向過載動平衡結束，結 束流程；否則，i加1，返回步驟1。
2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法還包括當i大于等于2時，對 ti+1 a的更新，具體為在[、a，ti+1 J時間段內，不斷的以飛行器當前的實際飛行狀態作為同態預測模型的 初始狀態，預測從當前時刻開始、以aH-k α」α-、a)為設計攻角α進行再入飛行時，飛 行器的法向過載Nn經過所述第i首個法向過載峰值A^lx后、脫離所述期望的法向過載動 平衡的波動區域[Nn want± ΔΝη]的時刻，以Cl 作為更新后的ti+1 α。
3.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，當且僅當i= 1時，設定調整時間提前 量為Ata，在[tinit，(tla-Ata)]時間段內，飛行器再入飛行的設計攻角α等于初始值a init ；當飛行器再入飛行至、a_Ata時刻時，利用飛行器同態預測模型，預測以飛行器、 a-Ata時刻的飛行狀態為所述同態預測模型的初始狀態、以《。-為設計 攻角α進行再入飛行時，飛行器的第一首個法向過載峰值^tlx;比較所述第一首個法向過載峰值M-Jiax和所述期望的法向過載動平衡的波動區域[Nn want± ΔNn]，根據比較結果對設計攻角的下降斜率<。進行調整，直到所述第一首個法向過載峰值
4.根據權利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法還包括當i= 1時，對、a的 更新，具體為在tinit<t彡(tla-Ata)內，不斷的以飛行器當前的實際飛行狀態作為同態預測模 型的初始狀態，預測從當前時刻開始、以初始值ainit為設計攻角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.根據權利要求1至4任一項所述的方法，其特征在于，步驟2中所述根據比較結果對 設計攻角的下降斜率,進行調整，具體為若
6.根據權利要求5所述的方法，其特征在于，增大或減小設計攻角的下降斜率,具 體為對所述設計攻角的下降斜率增加或減少一個預設的調整量Ak a。
全文摘要
本發明公開了一種亞軌道飛行器再入飛行的設計攻角獲取方法，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預測模型，獲取各時間段的時刻值；通過利用同態預測模型的迭代，獲取各時間段內使飛行器再入法向過載維持在預定波動區間中的攻角設計值；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預定區間上下波動，達到降低亞軌道再入飛行的法向過載峰值的目的。
文檔編號B64G1/24GK102139766SQ20101052281
公開日2011年8月3日 申請日期2010年10月28日 優先權日2010年10月28日
發明者張珩, 李文皓, 肖歆昕 申請人:中國科學院力學研究所