一种亚轨道飞行器再入飞行的攻角制导方法

摘要

本发明公开了一种亚轨道飞行器再入飞行的攻角制导方法，通过仿真模拟分时间段获取攻角设计的预测值，对于每一时间段，利用飞行器同态预测模型，找到使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攻角设计预测值，实现该时间段内的法向过载动态平衡；利用拟合方法，由攻角设计预测值得到飞行器实际再入飞行的攻角设计参数，确定飞行器再入飞行攻角设计值；在各飞行时刻引入阻力加速度积分比修正，使得实际再入飞行的阻力加速度积分值与攻角设计值下的预测阻力加速度积分值趋同，进而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。

主权项

1.一种亚轨道飞行器再入飞行的攻角制导方法，其特征在于，包括：步骤1、在飞行器的再入飞行之前，获取再入攻角的设计值，所述再入攻角的设计值表示为：${\alpha }_{\mathrm{des}}=\left\{\begin{array}{cc}{\alpha }_0& V\ge V_1\\ b_1+b_2·v+b_3·e^{b_4·h}& V_1\ge V\ge V_2\\ {\alpha }_{\mathrm{end}}& V\le V_2\end{array}\right.$其中，α_des为再入攻角的设计值；α₀为设计攻角初始值；α_end为设计攻角目标值；V₁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；b₁、b₂、b₃、b₄为攻角设计系数，V为飞行器飞行速度值，h为飞行器飞行高度值；步骤2、利用飞行器再入飞行模型和同态预测模型，计算得到采用该再入攻角的设计值α_des进行再入飞行时，各飞行时刻对应的阻力加速度预测值步骤3、在飞行器再入飞行过程中，实时测量得到飞行器当前时刻t的阻力加速度D(t)，结合所述阻力加速度预测值计算得到当前时刻t对应的设计攻角的修正系数η(t)，具体为：$\eta \left(t\right)=\frac{\underset{t_0}{\overset{t}{\int }}\hat{D}\left(t\right)\mathrm{dt}}{\underset{t_0}{\overset{t}{\int }}D\left(t\right)\mathrm{dt}}$其中，t₀是指飞行器的再入飞行起始时刻；步骤4、实时测量得到飞行器当前的飞行速度v(t)和飞行高度h(t)，利用所述当前设计攻角的修正系数η(t)，对步骤1中得到的再入攻角的设计值进行修正，得到攻角制导值α_cmd：${\alpha }_{\mathrm{cmd}}=(b_1+b_2·v\left(t\right)+b_3·e^{b_4·h\left(t\right)})\times \eta \left(t\right).$