专利名称：一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法
技术领域：
本发明涉及制导控制技术领域，特别是涉及一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的 横向调整方法。
背景技术：
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。在飞行器的再入飞行过程中，往往需要飞行器偏离其再入的竖直平面，此时就需 要对飞行器的飞行轨迹进行横向调整。飞行器的横向调整能力决定着飞行器再入过程中对 地表可覆盖的区域大小。当飞行器的横向调整能力较小时，会引发可执行任务(如探测、侦 察)范围受限、无法达到着陆场等一系列问题。现有技术中，对于以航天飞机为代表的飞行器而言，一般采用调整速度倾侧角的 方式实现对飞行器的横向调整。具体为将升力方向偏离竖直方向，使得水平方向产生力。发明人在研究过程中发现，现有对飞行器的横向调整的方法，当改变升力方向后， 竖直方向的升力分量减少，将使得飞行器更快的下落，导致法向过载增加。但是，由于亚轨 道飞行器具有法向过载较大的特性，因此，现有的横向调整方法对于亚轨道飞行器并不适 用。因此，如何能够提高亚轨道飞行器的横向调整能力，解决亚轨道飞行器再入飞行 过程中的横向调整问题，是本领域技术人员急需解决的技术问题。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整 方法，能够提高亚轨道飞行器的横向调整能力。本发明实施例提供一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法，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Nn—want的时刻α ；其中，所述法向过载动平衡的期望中值Nn want等于亚轨道飞行器的法 向过载约束值Nn lim it与预置的法向过载波动限制值ΔΝη的差值；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《Μ-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AtU其中，< 」<、《^ ,当i = I,Kaj=Ku，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^tLt和期望的法向过载动平衡的波动区 域[Nn want± Δ Nn]，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Ix处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[Nnwant±ANn]内，并确定 此时对应的设计攻角下降斜率kai ；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M-Jiax后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动 区域[Nn—want±ANn]的时刻 ti+1—α ；步骤4 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a 为设计攻角进行再入飞行时，以k a」为恒定下降斜率调整至 目标攻角a md，获得调整至目标攻角α-所对应的时刻的预测值ttag，同时获取从、a时 刻至时刻之间的飞行器法向过载最大值；步骤5 判断所述从、a时刻至时刻之间的飞行器法向过载最大值<:、是 否不大于所述亚轨道飞行器再入法向过载约束值Nn lim it，如果是，进入步骤6 ；否则，i加1， 返回步骤1 ；步骤6 以、a时刻作为最早横向调整时刻t_list，加入飞行器速度倾侧角σ，进 行亚轨道飞行器的横向调整。优选的，所述方法还包括当i大于等于2时，对ti+1 a的更新，具体为在[ti a，ti+1 J时间段内，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cig-k a At-、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首个法向过载峰值乂后、脱离所述期望的法向过 载动平衡的波动区域[Nn want± ΔΝη]的时刻，以攻丨』作为更新后的ti+1 α。优选的，当且仅当i = 1时，设定调整时间提前量为Ata，在[tinit，(tla-Ata)] 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A为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的第一首个法向过载峰值比较所述第一首个法向过载峰值A^Jiax和所述期望的法向过载动平衡的波动区域 [Nn want士 Δ Nn]，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^=Ix处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[Nnwant±ANn]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乂后、脱离所述期望的法向过载动平衡 的波动区域[Nn want 士 Δ Nn]的时刻t2—α ；设定[、a_Ata，t2J 时间段内，设计攻角 α 为 ainit-k a Jt-、a + Ata)。优选的，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A^max >ΛΓ _· +ΔΛΓ ，增大设计攻角的下降斜率^」；若C < Nn - ANn，减小设计攻角的下降斜率。优选的，所述增大或减小设计攻角的下降斜率具体为对所述设计攻角的下降斜率弋, 增加或减少一个预设的调整量Δ k α。根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果本发明实施例所述方法，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法向过载约束值Nn lim it附近维持动态平衡的设计攻角值，实现该时间段内的法向过载动态平衡，并在法向过 载约束范围内最大的降低速度，从而获取亚轨道飞行器再入飞行的最早调整时刻，在此时 刻加入速度倾侧角，达到增强亚轨道飞行器的横向调整能力。与现有技术中采用唯一固定的攻角调整下降斜率相比，本发明所述方法能够使得 各时间段内的法向过载在法向过载约束值Nn lim it附近的波动区域内小幅度波动，使得在此 期间的速度降低在满足法向过载约束的条件下最大，从而能获取亚轨道飞行器再入飞行的 最早调整时刻，达到增强亚轨道飞行器的横向调整能力的目的。
图1为本发明实施例一的亚轨道飞行器再入飞行过程中的的横向调整方法流程 图；图2为本发明实施例二的亚轨道飞行器再入飞行过程中的的横向调整方法流程 图；图3为采用本发明方法进行仿真时飞行器再入飞行的高度和速度演化 图4为图3所示过载动平衡时间段内飞行器对应的设计攻角、速度倾侧角和法向 过载演化图。
具体实施例方式为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实 施方式对本发明作进一步详细的说明。有鉴于此，本发明的目的在于提供一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整 方法，能够提高亚轨道飞行器的横向调整能力。采用调整速度倾侧角ο的方式对飞行器进行横向调整时，对于相同的速度倾侧 角ο，其加入时刻越早，则飞行器的横向调整的能力越强(因为飞行器再入过程中，其飞行 速度一直在减小)。需要注意的是，加入速度倾侧角σ，改变飞行器升力方向后，飞行器竖 直方向的升力分量减少，将使得飞行器更快的下落，导致其法向过载增加。由于亚轨道飞行 器具有法向过载较大的特性，过早进行横向调整将极有可能导致法向过载超出约束值。因 此，本发明实施例所述方法，就是在实现亚轨道飞行器法向过载动平衡的基础上，找到合适 的最早横向调整时刻，使得在该最早横向调整时刻，加入飞行器速度倾侧角σ，进行亚轨道 飞行器的横向调整，能够提高亚轨道飞行器的横向调整能力，且不会导致亚轨道飞行器的 法向过载超出约束值。飞行器的再入飞行过程中，其法向过载一般可以表达为
权利要求
1.一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法，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α init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、α ；其中，所述法向过载动平衡的期望中值Nn want等于亚轨道飞行器的法向过载 约束值Nn lim it与预置的法向过载波动限制值Δ Nn的差值；/Λ = 1,α0=α init起执行以下步骤步骤1 当飞行器再入飞行至、a时刻时，获取飞行器再入飞行至、a时刻的实际攻 角值α η，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器ti a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At:；其中，(《」，当i = l’k’_aJ=kmi,，kinit为攻角下降斜率初始值，kinit 彡 0 ；步骤2 比较所述第i首个法向过载峰值期望的法向过载动平衡的波动区域 [Nn want± Δ Nn]，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A^Lc处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[Nnwant±ANn]内，并确定此 时对应的设计攻角下降斜率kai ；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cig-k α」α-、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A^-Jmx后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域 [Nn—want±ANn]的时刻 ti+1—α ；步骤4 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a 为设计攻角进行再入飞行时，以k a」为恒定下降斜率调整至目标 攻角a md，获得调整至目标攻角α-所对应的时刻的预测值ttag，同时获取从、a时刻至 ttag时刻之间的飞行器法向过载最大值；步骤5 判断所述从、α时刻至时刻之间的飞行器法向过载最大值厂w是否不 大于所述亚轨道飞行器再入法向过载约束值Nn lim it，如果是，进入步骤6 ；否则，i加1，返回 步骤1 ；步骤6:以、α时刻作为最早横向调整时刻t_list，加入飞行器速度倾侧角0，进行亚 轨道飞行器的横向调整。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括当i大于等于2时，对 ti+1 α的更新，具体为在[、α，ti+1 J时间段内，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aH-k α」α-、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Λ^ χ后、脱离所述期望的法向过载动 平衡的波动区域[Nn want± ΔΝη]的时刻攻,以 作为更新后的ti+1 α。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当且仅当i= 1时，设定调整时间提前量为Ata，在[tinit，(tla-Ata)]时间段内，飞行器再入飞行的设计攻角α等于初始值a init ；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、 a-Ata时刻的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以《ο-^od』+O为设计 攻角α进行再入飞行时，飞行器的第一首个法向过载峰值A^lx ；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[Nn— want± ΔNn]，根据比较结果对设计攻角的下降斜率<。进行调整，直到所述第一首个法向过 载峰值于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[Nnwant±ANn]内，并确定此时对 应的设计攻角下降斜率k α 1;利用飞行器同态预测模型，预测以、α_Δ、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 α 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^=后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波 动区域[Nnwant士 ΔΝη]的时刻t2—α ；设定[、—a_Ata，t2—J时间段内，设计攻角α为ainit-k—a—a + Ata)。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法还包括当i= 1时，对、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。
5.根据权利要求1至4任一项所述的方法，其特征在于，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K:L· > Nn_want +ANn，增大设计攻角的下降斜率；若K:a--ANn，减小设计攻角的下降斜率。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，增大或减小设计攻角的下降斜率具 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。
全文摘要
本发明公开了一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法，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法向过载约束限制值附近波动的攻角设计值；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法向过载约束限制值附近上下波动，使得在该段时间内，亚轨道飞行器在满足法向过载约束下速度衰减最大，从而获取最早横向调整时刻。在最早横向调整时刻过后加入速度倾侧角，达到提高亚轨道再入飞行的横向调整能力的目的。
文档编号B64G1/24GK102139767SQ20101052282
公开日2011年8月3日 申请日期2010年10月28日 优先权日2010年10月28日
发明者张珩, 李文皓, 肖歆昕 申请人:中国科学院力学研究所