基于準平衡滑翔原理的力熱控制耦合設計方法與流程

本發明涉及基于準平衡滑翔原理的力熱控制耦合設計方法，屬于飛行器總體設計領域。

背景技術：

再入飛行器與常規制導武器的飛行環境相比較為惡劣，且其航程一般都很長。為了保證再入制導武器在經過長時間飛行之后依然能夠精確地命中目標，有必要對其制導方法進行研究分析。臨近空間的大氣環境是復雜惡劣的，因此在設計飛行器的再入制導控制策略時必須要同時考慮大氣熱流、動壓等約束。再入制導的主流方法主要有：標準軌跡法、預測－校正方法等。

標準軌道法從實現上來說比較簡單，給定目標的位置后可以事先設計出一條符合各種再入約束和終端約束的理論軌道。再入制導武器發射前把理論軌道數據裝訂進去，進入大氣層再入制導過程中飛行器上搭載的實時數據處理系統不斷地比較飛行器的當前軌道狀態數據與理論軌道數據，根據這之間的差值來形成控制指令，去控制飛行器做機動飛行。這種制導策略雖然能主動修正誤差，但設計方法是基于典型動力學模型參數，并沒有進行定量的耦合計算，因此無法滿足力熱環境設計精準化的需要。

預測－校正方法，也稱為Eguide(在線規劃)，通過牛頓迭代和數值積分選擇參數，從而根據實際的飛行條件獲得期望的軌跡。將航天飛機的軌跡設計方法拓展到三維，在此基礎上進行再入軌跡設計和制導處理。該算法沿著參考狀態和傾側角剖面，產生參考阻力加速度和側向加速度剖面。此方法的優點是制導精度較高，并對初始誤差不敏感；缺點是此方法需要進行在線規劃，且控制方案復雜、計算量大，對彈上計算機的處理能力要求較高。

技術實現要素：

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供基于準平衡滑翔原理的力熱控制耦合設計方法，提升了滑翔飛行器的整體性能，解決了力熱控互相制約、耦合設計難的問題，同時不需要在線規劃，控制方案簡單。

本發明的技術解決方案是：基于準平衡滑翔原理的力熱控制耦合設計方法，包括如下步驟：

(1)建立基于準平衡滑翔原理建立再入飛行器動力學模型：

其中，r為再入飛行器質心到地心的距離，用地球半徑R₀＝6378km進行無量綱化，V為再入飛行器相對于地球的速度，用進行無量綱化，為第一宇宙速度，其中g₀為重力加速度9.81m/s²，θ和分別為再入飛行器經度和緯度坐標，弧度為單位，γ為速度矢量與水平面的夾角，ψ為從指北方向順時針計量的速度方向角，σ為再入飛行器當前滾轉角，Ω為無量綱化的地球自轉角速度，L和D分別為作用于再入飛行器上的升力加速度和阻力加速度，用g₀進行無量綱化；

(2)將再入飛行器的力熱約束轉化為高度—速度剖面約束，得到滿足力熱約束的縱向飛行走廊；

(3)將再入飛行器動力學模型進行線性化展開，得到模型中各項狀態量對應的線性化方程，基于線性化方程采用線性二次型最優控制方法設計縱向制導律；

(4)根據再入飛行器當前飛行高度、速度、彈道傾角以及預先設計的標準飛行軌跡，計算得到當前飛行偏差，根據當前飛行偏差和步驟(3)得到的縱向制導律，計算修正飛行偏差所需要的升力與阻力，根據升阻比得到再入飛行器的傾側角指令，從而控制再入飛行器飛行軌跡始終位于步驟(2)確定的縱向飛行走廊內；

(5)根據再入飛行器當前橫向位置與速度偏角相對于標準彈道的偏差，基于標稱軌跡跟蹤法或比例導引法設計傾側角翻轉邏輯，通過傾側角符號改變調整橫向過載方向，將橫向位置與速度偏角偏差控制在預先確定的橫向機動范圍內。

所述無量綱化處理后的升力加速度L和阻力加速度D滿足如下公式：

和

式中ρ為再入飛行器當前位置大氣密度，S_ref為再入飛行器參考面積，m為再入飛行器質量，C_L和C_D為升力系數和阻力系數，為攻角α和馬赫數的函數。

所述步驟(2)的具體實現方法如下：

a)利用如下公式將飛行動壓約束轉化為高度—速度剖面約束：

其中q為飛行動壓約束，h為飛行高度，ρ₀為地平面標準大氣密度，β為空氣密度擬和參數；

b)利用如下公式將法向過載約束轉化為高度—速度剖面約束：

其中n_y為再入飛行器飛行過載約束；

c)利用如下公式將最大熱流約束轉化為高度—速度剖面約束：

其中q_s為駐點熱流限制，R_N為再入飛行器頭錐半徑，為第一宇宙速度；

d)利用如下公式將平衡滑翔邊界約束轉化為高度—速度剖面約束：

e)上述a)、b)、c)、d)四步得到的高度—速度剖面約束構成再入飛行器的縱向飛行走廊。

與現有技術相比，本發明具有如下有益效果：

(1)與傳統再入制導方法相比，本發明方法建立了熱流、過載等約束條件與高度、速度等彈道參數的耦合模型，能夠較為準確的給出力熱條件與飛行彈道之間的關系，解決了力熱控互相制約、耦合設計難的問題，提升了滑翔飛行器的整體性能，且計算量較小，可以離線計算，降低了對彈上計算機的處理能力要求。

(2)與傳統制導策略相比，使用單一傾側角控制替代以往的攻角傾側角聯合控制模式，通過改變傾側角大小與符號，實現對縱橫向剖面的跟蹤，在保證精度的同時，降低制導用攻角范圍以減小姿控風險，降低負載力矩需求，可以更好的滿足總體方案設計需求。

附圖說明

圖1為本發明流程圖；

圖2為不同限制下再入高度－速度飛行走廊；

圖3為制導方案控制框圖。

具體實施方式

本發明基于準平衡滑翔原理，利用當地彈道傾角變化率以及當地彈道傾角接近為零的假設，建立再入飛行器動力學模型，將力熱約束轉化為飛行走廊約束，以傾側角為單變量進行優化，將飛行軌跡控制在飛行走廊內，滿足力熱要求與航程要求。制導策略設計上采用橫縱向解耦控制，縱向通過傾側角調整升阻比實現對高度、速度、航程以及當地彈道傾角的跟蹤，保證制導精度。縱向平面制導主要目的是滿足飛行器再入飛行的約束條件，這些條件包括熱流、過載、動壓等，它們和大氣密度緊密相關，也就是飛行高度的函數。通過傾側角調制升阻比，將標準軌跡設計在飛行走廊之內。只要飛行器按照縱向平面的標準軌跡飛行，就能保證飛行剖線在這些約束條件的走廊內。在橫側向，建立基于航向動態傾側邏輯或航向誤差走廊，通過傾側角符號改變實現對橫向的控制，保證橫向位置和彈道偏角的精度。

如圖1所示，本發明的具體步驟如下：

(1)對于再入飛行器，地球自轉對再入飛行過程的影響非常顯著，因此，基于準平衡滑翔原理，考慮地球自轉，建立如下所示的建立再入飛行器動力學模型：

其中，r為再入飛行器質心到地心的距離，用地球半徑R₀＝6378km進行無量綱化，V為再入飛行器相對于地球的速度，用進行無量綱化，為第一宇宙速度，其中g₀為重力加速度9.81m/s²，θ和分別為再入飛行器經度和緯度坐標，弧度為單位，γ為速度矢量與水平面的夾角，ψ為從指北方向順時針計量的速度方向角，σ為再入飛行器當前滾轉角，Ω為無量綱化的地球自轉角速度，L和D分別為作用于再入飛行器上的升力加速度和阻力加速度，用g₀進行無量綱化。

和

式中ρ為再入飛行器當前位置大氣密度，S_ref為再入飛行器參考面積，m為再入飛行器質量，C_L和C_D為升力系數和阻力系數，為攻角α和馬赫數的函數。

(2)制導飛行走廊與載荷、防隔熱設計的邊界條件相關，將再入飛行器的力熱約束轉化為高度—速度剖面約束，得到滿足力熱約束的縱向飛行走廊。具體步驟如下：

a)飛行動壓約束

最大動壓主要限制空氣舵軸所承受的鉸鏈力矩，其公式如下

據此得到高度—速度剖面約束

其中q為飛行動壓約束，h為飛行高度，ρ₀為地平面標準大氣密度，β為空氣密度擬和參數。

b)法向過載約束

飛行器法向過載主要同法向力系數和飛行動壓成正比，其公式如下：

據此得到高度—速度剖面約束：

其中n_y為再入飛行器飛行過載約束；

c)最大熱流約束

最大熱流約束公式如下：

據此得到高度—速度剖面約束：

其中q_s為駐點熱流限制，R_N為飛行器頭錐半徑，C為中間參數，v_c為第一宇宙速度。

d)平衡滑翔邊界約束

平衡滑翔邊界約束公式如下：

據此得到高度—速度剖面約束：

上述a)、b)、c)、d)四步得到的高度—速度剖面約束構成再入飛行器的縱向飛行走廊。

如圖2所示，為以某再入飛行器為例得到的不同約束限制下縱向飛行走廊。

(3)將再入飛行器動力學模型進行線性化展開，得到模型中各項狀態量對應的線性化方程，基于線性化方程采用線性二次型最優控制方法設計縱向制導律；

(4)根據再入飛行器當前飛行高度、速度、彈道傾角以及預先設計的標準飛行軌跡，計算得到當前飛行偏差，根據當前飛行偏差和步驟(3)得到的縱向制導律，計算修正飛行偏差所需要的升力與阻力，根據升阻比得到再入飛行器的傾側角絕對值，從而控制再入飛行器飛行軌跡始終位于步驟(2)確定的縱向飛行走廊內；

(5)與縱向制導策略不同，為避免縱向與橫側向的耦合控制，在橫側向控制策略上為采用傾側角方向進行控制，根據再入飛行器當前橫向位置與速度偏角相對于標準彈道的偏差，基于標稱軌跡跟蹤法或比例導引法設計傾側角翻轉邏輯，通過傾側角符號改變調整橫向過載方向，將橫向位置與速度偏角偏差控制在預先確定的橫向機動范圍內。

根據步驟(4)、(5)得到的傾側角大小和符號，得到傾側角指令，經過姿控系統后轉換為舵偏或姿控噴管指令，控制彈體質心運動與繞心運動。控制框圖如圖3所示。

本發明提出了一種基于準平衡滑翔的力熱控耦合設計技術，將熱流、過載等約束條件轉化為等效升阻比的邊界，通過等效升阻比實現了力熱控的緊耦合設計，提升了滑翔飛行器的整體性能，解決了力熱控互相制約、耦合設計難的問題。

本發明說明書中未作詳細描述的內容屬本領域技術人員的公知技術。