一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法技术

本发明专利技术涉及一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法，它包括以下几个步骤：步骤一：高超声速飞行器建模；步骤二：滑翔距离解析解推导；步骤三：再入轨迹规划与跟踪制导；步骤四：基于地球自转模型的平稳滑翔弹道倾角推导。本发明专利技术的优点在于：(1)获得了精度更高的基于能量的滑翔距离解析解，形式简单，便于应用。(2)以能量为自变量规划阻力剖面，在旋转地球背景下将阻力剖面转换为纵向升阻比，然后调整倾侧角在最大升阻比下进行跟踪，横向运动由航向误差门限控制。(3)针对再入弹道的振荡问题，推导基于地球自转模型的平稳滑翔弹道倾角，并采用以此为反馈项的弹道阻尼技术抑制振荡。

【技术实现步骤摘要】
一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法
本专利技术涉及了一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法，属于航天技术、武器

技术介绍
高超声速滑翔飞行器一般由助推火箭送入预定高度，然后无动力从轨道或亚轨道再入大气层。为了获得远程飞行能力和强横向机动能力，飞行器通常采用大升阻比的升力体结构。再入飞行是一个多约束问题，具有任务多变、飞行时间长、速度和位置变化大、飞行环境变化剧烈等特点。这给滑翔式飞行器再入制导设计带来了困难和挑战。标准轨道制导律通过跟踪标准轨迹进行制导，其特点是计算量小，易于实现，通常以阻力加速度剖面为参考剖面，通过滑翔距离解析解求解名义弹道预测剩余航程，调整PID增益控制倾侧角跟踪参考剖面。但多数滑翔距离解析解由于忽略了地球自转引起的惯性力，在旋转地球背景下精度不高，存在跟踪误差。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法，针对高超声速飞行器平稳滑翔上述问题，在旋转地球背景下，证明了线化地球自转引起的惯性力方法的精确性。在此基础上，推导出精度更高的滑翔距离解析解，并根据基于能量的解析解规划参考阻力剖面进行跟踪。针对再入弹道存在的长周期弱阻尼问题，采用考虑地球自转的弹道阻尼技术进行抑制。本专利技术一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法，其特征在于：它包括以下几个步骤(如图12所示)：步骤一：高超声速飞行器建模在旋转地球背景下，采用标准大气模型和平方反比引力场模型，建立高超声速飞行器的六自由度动力学方程如下：其中，d/dt表示对时间求导，t是时间，h是海拔高度，R是射程，λ是经度，φ是纬度，V是飞行器相对于地球的速率，γ是弹道倾角，ψ是飞行器航向角，以当地北向为基准，σ是倾侧角，Re是地球半径，取值6378.137km，ωe是地球自转角速度，L＝ρV2SCL/2m为升力加速度，D＝ρV2SCD/2m为阻力加速度。步骤二：滑翔距离解析解推导；1.积分形式的射程预测公式在旋转地球背景下，考虑由地球自转引起的惯性力，基于步骤一中的动力学模型推导积分形式的射程预测公式。(1)基于速度的射程预测公式由射程导数公式(2)与式(5)，可得到射程对速度的导数。假设cosγ≈1，sinγ≈0，得到考虑地球自转的基于速度的射程预测公式(2)基于能量的射程预测公式由于飞行器在再入过程中是无动力的，能量逐渐衰减，且终端条件也可以由终端速度或终端能量定义，这里使用能量作为独立变量，其好处是不用考虑再入过程开始、结束时间的差异，且可以统一合理地描述不同轨迹段。定义能量为E＝gh+1/2V2(9)将上式对高度求导可得根据式(1)，(2)，(5)及式(10)，经过一系列代数化简，假设cosγ≈1，sinγ≈0，以及量级很小，可得基于能量的考虑地球自转的射程积分公式2.惯性力线化及证明由于地球自转引起的牵连加速度和科氏加速度均是时变的，且具有较强的非线性，无法直接积分，故对其进行线化处理。由于平稳滑翔段在再入飞行过程中占很大比例，主要对平稳滑翔段的惯性力进行线化处理。在平稳滑翔段，弹道倾角很小，令式(6)为0，cosγ≈1，得到平稳滑翔段阻力满足：上式结合式(8)，式(11)，考虑可近似为常数，故仅需要线化cos2φ，sinφcosφcosψ和cosφsinψ项。cos2φ与sinφcosφcosψ前面的系数(即)很小，约为10-4级别，所以在此粗略的用能量的线性函数来拟合，拟合公式如下：sinφcosφcosψ＝k11E+k10(13)cos2φ＝k21E+k20(14)不用拟合cosφsinψ是因为其值近似为常数，严谨的证明过程如下：因为cosφsinψ与速度无关，所以可忽略速度影响，视飞行器仅受重力作用做圆周运动。由于重力对ze轴力矩为0，故可得在NED坐标系下，由转到地心赤道旋转坐标系中可得所以又因为飞行器仅受重力做匀速圆周运动，且Re+h≈Re为定值，cosγ≈1，可得cosφsinψ≈const(20)故cosφsinψ可视为常值，代入初始值φ0和ψ0求解此常值。3.平稳滑翔段滑翔距离解析解推导在推导基于能量的滑翔距离解析解时，式(12)中的速度一次项难以处理，故在此将改速度项线化为能量的一次函数如下：在此基础上，经过一系列代数变换，得到常值纵向升阻比的平稳滑翔段滑翔距离解析解如下：(1)基于速度的滑翔距离解析解另若Δ≥0若Δ＜0其中，a2＝(k11+k21)ωe2(Re+h)2/2+1(24)(2)基于能量的滑翔距离解析解其中，b1＝2+2kV1ωe(Re+h)cosφsinψ+k21ωe2(Re+h)2+k11ωe2(Re+h)(29)对比分析可知，基于能量的滑翔距离解析解精度更高，形式更为简洁，故以能量为自变量进行再入轨迹规划。步骤三：再入轨迹规划与跟踪制导；1.基准攻角剖面规划对于再入机动飞行器而言，射程和热防护是攻角剖面设计的主要考虑因素。针对CAV-H(HighperformanceCommonAeroVehicle)模型，这里设计攻角曲线为能量分段函数：其中，Es1和Es2表示攻角分段函数的分界点。在再入初始下降阶段，为尽量拉高弹道，减小热流密度，采用较大攻角α1飞行在平稳滑翔段，为了发挥最大机动能力，飞行器以最大升阻比攻角滑翔，即α2＝(L/D)max。出于控制系统跟踪性和气动稳定性的考虑，设计Es1和Es2之间的线性段来保证攻角剖面平稳过渡。2.阻力-能量剖面规划由于初始段阻力加速度走廊狭窄，且走廊上边界可以近似为二次曲线，故将初始段的参考D(E)曲线设计成两个关于能量E的二次多项式，形式如下：其中，A11，A12，A13，A21，A22，A23为常值。再入走廊中部范围较大，考虑平稳滑翔条件，设计滑翔段参考D(E)曲线为一条直线。根据式(6)，得：即为关于能量E的一次曲线，比较剩余射程和预测射程大小，确定其与二次多项式阶段交点。其中，L1＝Lcosσ，为升力在铅垂平面的分量，L1/D为纵向升阻比，可由步骤二中平稳滑翔段滑翔距离解析解得到。由于再入走廊末端较为宽阔，在线性段末端规划一次曲线段，以满足过程约束和终端约束。D＝k3E+b3(E＜E3)(34)其中，k3，b3为常值。3.参考弹道跟踪指令通过对公式(1)和阻力公式求导，进行一系列代数化简，忽略阻力系数CD的一阶、二阶导数，得到如下一个公式，其可以将参考阻力转换为纵向升阻比L1/D。进而通过调节基准倾侧角σbsl来跟踪纵向升阻比曲线，实现倾侧反转。飞行器横向运动通过航向误差门限进行控制。步骤四：基于地球自转模型的平稳滑翔弹道倾角推导；弹道阻尼技术以平稳滑翔弹道倾角作为反馈项进行控制，可以成功抑制再入弹道存在的长周期弱阻尼振荡。在平稳滑翔段，相比于传统的PID反馈控制，弹道阻尼控制技术跟踪精确性更高，形式简单，便于应用。在旋转地球背景下，根据式(6)推导考虑地球自转的平稳滑翔弹道倾角γ'SG，满足d2γ'SG2+d1γ'SG+d0＝0(37)各项系数为：代入弹道阻尼技术中作为反馈项添加到基准攻角和倾侧角上进行控制：αcmd＝αbsl+cosσbslKγ(γ'SG-γ)(41)用上述弹道阻尼控制技术可精确跟踪平稳滑翔弹道，有效抑制弹道振荡。通过上述四个步骤，可使本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法，其特征在于：它包括以下几个步骤：步骤一：高超声速飞行器建模在旋转地球背景下，采用标准大气模型和平方反比引力场模型，建立高超声速飞行器的六自由度动力学方程如下：

【技术特征摘要】
1.一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法，其特征在于：它包括以下几个步骤：步骤一：高超声速飞行器建模在旋转地球背景下，采用标准大气模型和平方反比引力场模型，建立高超声速飞行器的六自由度动力学方程如下：其中，d/dt表示对时间求导，t是时间，h是海拔高度，R是射程，λ是经度，φ是纬度，V是飞行器相对于地球的速率，γ是弹道倾角，ψ是飞行器航向角，以当地北向为基准，σ是倾侧角，Re是地球半径，取值6378.137km，ωe是地球自转角速度，L＝ρV2SCL/2m为升力加速度，D＝ρV2SCD/2m为阻力加速度；步骤二：滑翔距离解析解推导1.积分形式的射程预测公式在旋转地球背景下，考虑由地球自转引起的惯性力，基于步骤一中的动力学模型推导积分形式的射程预测公式；(1)基于速度的射程预测公式由射程导数公式(2)与式(5)，可得到射程对速度的导数；假设cosγ≈1，sinγ≈0，得到考虑地球自转的基于速度的射程预测公式(2)基于能量的射程预测公式由于飞行器在再入过程中是无动力的，能量逐渐衰减，且终端条件也可以由终端速度或终端能量定义，这里使用能量作为独立变量，其好处是不用考虑再入过程开始、结束时间的差异，且可以统一合理地描述不同轨迹段；定义能量为E＝gh+1/2V2(9)将上式对高度求导可得根据式(1)，(2)，(5)及式(10)，经过一系列代数化简，假设cosγ≈1，sinγ≈0，以及量级很小，可得基于能量的考虑地球自转的射程积分公式2.惯性力线化及证明由于地球自转引起的牵连加速度和科氏加速度均是时变的，且具有较强的非线性，无法直接积分，故对其进行线化处理；由于平稳滑翔段在再入飞行过程中占很大比例，主要对平稳滑翔段的惯性力进行线化处理；在平稳滑翔段，弹道倾角很小，令式(6)为0，cosγ≈1，得到平稳滑翔段阻力满足：上式结合式(8)，式(11)，考虑可近似为常数，故仅需要线化cos2φ，sinφcosφcosψ和cosφsinψ项；cos2φ与sinφcosφcosψ前面的系数(即)很小，约为10-4级别，所以在此粗略的用能量的线性函数来拟合，拟合公式如下：sinφcosφcosψ＝k11E+k10(13)cos2φ＝k21E+k20(14)不用拟合cosφsinψ是因为其值近似为常数，严谨的证明过程如下：因为cosφsinψ与速度无关，所以可忽略速度影响，视飞行器仅受重力作用做圆周运动；由于重力对ze轴力矩为0，故可得在NED坐标系下，由转到地心赤道旋转坐标系中可得所以又因为飞行器仅受重力做匀速圆周运动，且Re+h≈Re为定值，cosγ≈1，可得cosφsinψ≈const(20)故cosφsinψ可视为常值，代入初始值φ0和ψ0求解此常值；3.平稳滑翔段滑翔距离解析解推导在推导基于能量的滑翔距离解析解时，式(12)中的速度一次项难以处理，故在此将改速度项线化为能量的一次函数如下：在此基础上，经过一系列代数变换，得到常值纵向升阻比的平稳滑翔段滑翔距离解析解如下：(1)基于速度的滑翔距离解析解另若Δ≥0

【专利技术属性】
技术研发人员：陈万春，张晚晴，余文斌，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11