The principle of quasi equilibrium glide force thermal coupling control design method based on quasi equilibrium glide on the basis of the principle of using local trajectory angle change rate and the local trajectory angle near zero assumption, establish reentry vehicle dynamics model, the thermal stress constraints are transformed into the flight corridor with angle constraint, single variable optimization, the flight trajectory control flying in the corridor, to meet the requirements and requirements of thermal stress range. In the invention, heat flux and overload constraints into equivalent lift drag ratio of the boundary, through the equivalent ratio of lift to drag the tightly coupled thermal control design, improve the overall performance of the gliding vehicle, are solved by thermal control of each other, the difficult problem of coupling design.
【技术实现步骤摘要】
基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法
本专利技术涉及基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法,属于飞行器总体设计领域。
技术介绍
再入飞行器与常规制导武器的飞行环境相比较为恶劣,且其航程一般都很长。为了保证再入制导武器在经过长时间飞行之后依然能够精确地命中目标,有必要对其制导方法进行研究分析。临近空间的大气环境是复杂恶劣的,因此在设计飞行器的再入制导控制策略时必须要同时考虑大气热流、动压等约束。再入制导的主流方法主要有:标准轨迹法、预测-校正方法等。标准轨道法从实现上来说比较简单,给定目标的位置后可以事先设计出一条符合各种再入约束和终端约束的理论轨道。再入制导武器发射前把理论轨道数据装订进去,进入大气层再入制导过程中飞行器上搭载的实时数据处理系统不断地比较飞行器的当前轨道状态数据与理论轨道数据,根据这之间的差值来形成控制指令,去控制飞行器做机动飞行。这种制导策略虽然能主动修正误差,但设计方法是基于典型动力学模型参数,并没有进行定量的耦合计算,因此无法满足力热环境设计精准化的需要。预测-校正方法,也称为Eguide(在线规划),通过牛顿迭代和数值积分选择参数,从而根据实际的飞行条件获得期望的轨迹。将航天飞机的轨迹设计方法拓展到三维,在此基础上进行再入轨迹设计和制导处理。该算法沿着参考状态和倾侧角剖面,产生参考阻力加速度和侧向加速度剖面。此方法的优点是制导精度较高,并对初始误差不敏感;缺点是此方法需要进行在线规划,且控制方案复杂、计算量大,对弹上计算机的处理能力要求较高。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是:克服现有技术的不足,提供基于准平衡滑翔原理的力 ...
【技术保护点】
基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法,其特征在于包括如下步骤:(1)建立基于准平衡滑翔原理建立再入飞行器动力学模型:
【技术特征摘要】
1.基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法,其特征在于包括如下步骤:(1)建立基于准平衡滑翔原理建立再入飞行器动力学模型:其中,r为再入飞行器质心到地心的距离,用地球半径R0=6378km进行无量纲化,V为再入飞行器相对于地球的速度,用进行无量纲化,为第一宇宙速度,其中g0为重力加速度9.81m/s2,θ和分别为再入飞行器经度和纬度坐标,弧度为单位,γ为速度矢量与水平面的夹角,ψ为从指北方向顺时针计量的速度方向角,σ为再入飞行器当前滚转角,Ω为无量纲化的地球自转角速度,L和D分别为作用于再入飞行器上的升力加速度和阻力加速度,用g0进行无量纲化;(2)将再入飞行器的力热约束转化为高度—速度剖面约束,得到满足力热约束的纵向飞行走廊;(3)将再入飞行器动力学模型进行线性化展开,得到模型中各项状态量对应的线性化方程,基于线性化方程采用线性二次型最优控制方法设计纵向制导律;(4)根据再入飞行器当前飞行高度、速度、弹道倾角以及预先设计的标准飞行轨迹,计算得到当前飞行偏差,根据当前飞行偏差和步骤(3)得到的纵向制导律,计算修正飞行偏差所需要的升力与阻力,根据升阻比得到再入飞行器的倾侧角指令,从而控制再入飞行器飞行轨迹始终位于步骤(2)确定的纵向飞行走廊内;(5)根据再入飞行器当前横向位置与速度偏角相对于标准弹道的偏差,基于标称轨迹跟踪法或比例导引法设计倾侧角翻转逻辑,通过倾侧角符号改变调整横向过载方向,将横向位置与速度偏角偏差控制在预先确定的横向...
【专利技术属性】
技术研发人员:张箭飞,季登高,余颖,沈海滨,朱广生,陈敏,闵昌万,肖振,武斌,谢佳,王军权,郭振西,孙晓松,
申请(专利权)人:北京临近空间飞行器系统工程研究所,中国运载火箭技术研究院,
类型:发明
国别省市:北京,11
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