一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法技术

本发明专利技术公开了一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法，将亚轨道再入飞行分为若干时间段，通过建立并利用亚轨道再入飞行的同态预测模型，获取各时间段的时刻值；通过利用同态预测模型的迭代，获取各时间段内使飞行器再入法向过载维持在预定波动区间中的攻角设计值；使得亚轨道飞行器再入飞行的法向过载在由各时间段组成的动平衡段中维持于预定区间上下波动，达到降低亚轨道再入飞行的法向过载峰值的目的。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及制导控制
，特别是涉及一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻 角获取方法。
技术介绍
亚轨道飞行器作为航空与航天有机结合的产物，具备既能够提供地区覆盖、又有 利于应急投送和快速反应的应用优势，其活动区域——近空间处于既可威胁航天器，又可 制约航空活动的敏感区域，已成为航空航天研究领域的新热点和战略高技术的增长点。飞行器再入飞行是指航天器或航空器从地球大气层外或边缘重新进入地球大气 层内部直至着陆的飞行过程。亚轨道飞行器的再入飞行过程与航天飞机的再入飞行既有相似之处又有不同特 性，相似处在于都进行跨大气层的再入飞行，再入的飞行动力学描述也基本一致；不同之 处在于其再入大气过程的特性不同。亚轨道飞行器的飞行动能(速度3 IOMa)远小于航天飞机再入初期的动能(速 度25Ma)，使得亚轨道飞行器不能像航天飞机那样在较高的大气边缘获得足够的升力实现 平衡滑翔，导致其再入飞行高度迅速下降。随着高度下降，大气密度急剧上升，造成亚轨道 飞行器的过载、热流、动压峰值同时出现(与航天飞机先热流、再过载、最后动压的三段式 峰值特性完全不同)。其中，过载特别是法向过载增加的尤为明显。虽然亚轨道飞行器的再入速度低，其再入过程热流小于航天飞机再入热流，但过 载特别是法向过载却高出航天飞机一倍以上。当法向过载较大时，飞行器的机载人员和设 备需要能够承受较大过载，对机载人员和设备的承压能力要求较高；同时，飞行器的机体所 受的剪切力较大，容易产生变形，甚至折断，为确保飞行安全，需要对飞行器进行加固或采 用新型材料，致使亚轨道飞行器的研究和运行成本大幅度增加。因此，降低法向过载对于亚轨道飞行器尤为重要。而降低法向过载的关键在于飞 行器再入攻角的设计。目前，对亚轨道飞行器再入攻角的设计方案多沿用航天飞机再入返回时的设计方 法，将攻角设计为速度或时间的一次函数，通过分析在该攻角方案下D-V图(阻力加速度一 速度图)中的再入走廊，来确定设计攻角。以攻角一速度为例，二者之间的函数关系可以 为rν>νλa = οcCo-^f^i^-V) K1 — V2V,> V > V2( 1 ) 式⑴中α为设计攻角；α ^为设计攻角初始值；α end为设计攻角目标值乂为 设计攻角开始调整时飞行器速度的初始值；V2为设计攻角调整至α end时飞行器速度值；V 为飞行器飞行速度值。式(1)中，飞行器开始再入时，设计攻角α保持所述设计攻角初始值CItl，当飞行ζχ — OC器实时速度值V达到设计攻角开始调整时飞行器速度的初始值V1时，开始以K为下降斜率进行调整，直至设计攻角α达到所述设计攻角目标值amd。专利技术人在研究过程中发现，现有的攻角设计方法，攻角调整的下降斜率为一固定 值，使得速度相对较低的亚轨道飞行器再入过程中法向过载体现为单峰特点或双峰特点， 且法向过载峰值较大。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术的目的在于提供一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方 法，降低飞行器再入过程中的法向过载峰值。本专利技术实施例提供，包括建立飞行器同态预测模型，所述预测模型的初始状态为起始时刻tinit对应的飞行 器状态；利用所述飞行器同态预测模型，预测从起始时刻tinit开始、以预置的初始值Ciinit 为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载Nn大于等于预置的法向过载动平衡的期望中 值Νη—_的时刻α ；从i = 1，α Q = α init起执行以下步骤步骤1 当飞行器再入飞行至、α时刻时，获取飞行器再入飞行至ti a时刻的实际 攻角值α"，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器tia时刻的飞行状态为所述同态预 测模型的初始状态、以《η-为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的第i首 个法向过载峰值M-Jmx淇中，< ，当i = l,k'_a l=kimt，kinit为攻角下降斜率初 始值，kinit彡0 ；步骤2 比较所述第i首个法向过载峰值Μ::和期望的法向过载动平衡的波动区 域，根据比较结果对设计攻角的下降斜率Faj进行调整，直到所述第i首个 法向过载峰值于所述期望的法向过载动平衡的波动区域内，并确定 此时对应的设计攻角下降斜率kai ；所述八凡为预置的法向过载波动限制值；步骤3 利用飞行器同态预测模型，预测以ti a时刻飞行器的飞行状态为所述同态 预测模型的初始状态、以aH-k a dt-、a)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向 过载Nn经过所述第i首个法向过载峰值、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动 区域的时刻 ti+1—α ；步骤4 设定的时刻“，以^作为更新后的ti+1 α。优选地，当且仅当i = 1时，设定调整时间提前量为Ata，在 时间段内，飞行器再入飞行的设计攻角α等于初始值ainit;当飞行器再入飞行至、a_Ata时刻时，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器 tl a-Ata时刻的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以+AiJSS 计攻角α进行再入飞行时，飞行器的第一首个法向过载峰值^=Ix ；比较所述第一首个法向过载峰值A^lx和所述期望的法向过载动平衡的波动区域 ，根据比较结果对设计攻角的下降斜率k—a进行调整，直到所述第一首个法向 过载峰值A^lx处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域内，并确定此时 对应的设计攻角下降斜率kal ；利用飞行器同态预测模型，预测以、a_Ata时刻飞行器的飞行状态为所述同态 预测模型的初始状态、以ainit_k a Jtt1 a + Ata)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器 的法向过载Nn经过所述第一首个法向过载峰值A^L1后、脱离所述期望的法向过载动平衡 的波动区域的时刻t2—α ；设定[、a_Ata，t2J 时间段内，设计攻角 α 为 ainit-k a Jtt1 a + Ata)。优选地，所述方法还包括当i = 1时，对tl a的更新，具体为在tinit<t彡(tla-Ata)内，不断的以飞行器当前的实际飞行状态作为同态预 测模型的初始状态，预测从当前时刻开始、以初始值ainit为设计攻角α进行再入飞行，达 到法向过载Nn大于等于法向过载动平衡的期望中值Nn want的时刻，以作为更新后的 _α °优选地，步骤2中所述根据比较结果对设计攻角的下降斜率进行调整，具体 为若Nin-; > N— + ANn，增大设计攻角的下降斜率^；若K-碰<Nn want-ANn，减小设计攻角的下降斜率？。优选地，增大或减小设计攻角的下降斜率F1^具体为对所述设计攻角的下降斜率,增加或减少一个预设的调整量Ak a根据本专利技术提供的具体实施例，本专利技术公开了以下技术效果本专利技术实施例所述方法，分时间段对设计攻角α的取值进行设定。对于每一时间 段，利用飞行器同态预测模型，找到使得飞行器的法向过载值始终处于期望的法向过载动 平衡的波动区域内的设计攻角值，实现该时间段内的法向过载动态平衡。与现有技术中采用唯一固定的攻角调整下降斜率相比，能够使得各时间段内的法 向过载在期望的波动区域内小幅度波动，使得法向过载由单/双峰变为平峰，实现了各时 间段内的法向过载动平衡，达到降低飞行器再入过程中的法向过载峰值的目的。附图说明图1为本专利技术实施例一的亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法流程图本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法，其特征在于，包括：建立飞行器同态预测模型，所述预测模型的初始状态为起始时刻ｔｉｎｉｔ对应的飞行器状态；利用所述飞行器同态预测模型，预测从起始时刻ｔｉｎｉｔ开始、以预置的初始值αｉｎｉｔ为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载Ｎｎ大于等于预置的法向过载动平衡的期望中值Ｎｎ＿ｗａｎｔ的时刻ｔ１＿α；从ｉ＝１，α０＝αｉｎｉｔ起执行以下步骤：步骤１：当飞行器再入飞行至ｔｉ＿α时刻时，获取飞行器再入飞行至ｔｉ＿α时刻的实际攻角值αｉ－１，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器ｔｉ＿α时刻的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的第ｉ首个法向过载峰值其中，当ｉ＝１，ｋｉｎｉｔ为攻角下降斜率初始值，ｋｉｎｉｔ≥０；步骤２：比较所述第ｉ首个法向过载峰值和期望的法向过载动平衡的波动区域［Ｎｎ＿ｗａｎｔ±ΔＮｎ］，根据比较结果对设计攻角的下降斜率进行调整，直到所述第ｉ首个法向过载峰值处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域［Ｎｎ＿ｗａｎｔ±ΔＮｎ］内，并确定此时对应的设计攻角下降斜率ｋ＿α＿ｉ；所述ΔＮｎ为预置的法向过载波动限制值；步骤３：利用飞行器同态预测模型，预测以ｔｉ＿α时刻飞行器的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以αｉ－１－ｋ＿α＿ｉ（ｔ－ｔｉ＿α）为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载Ｎｎ经过所述第ｉ首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域［Ｎｎ＿ｗａｎｔ±ΔＮｎ的时刻ｔｉ＋１＿α；步骤４：设定［ｔｉ＿α，ｔｉ＋１＿α］时间段内，设计攻角α为αｉ－１－ｋ＿α＿ｉ（ｔ－ｔｉ＿α）；步骤５：当所述下降斜率ｋ＿α＿ｉ小于等于预设的ｋ０时，飞行器的法向过载动平衡结束，结束流程；否则，ｉ加１，返回步骤１。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：张珩，李文皓，肖歆昕，
申请(专利权)人：中国科学院力学研究所，
类型：发明
国别省市：11