CN102139766A - 一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法 - Google Patents

Abstract

本发明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。

Description

一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法

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的设计攻角获取方法。

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3～10Ma)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—速度图)中的再入走廊，来确定设计攻角。以攻角—速度为例，二者之间的函数关系可以为：

$\mathrm{\α}=\left\{\begin{array}{cc}{\mathrm{\α}}_0& V\≥V_1\\ {\mathrm{\α}}_0-\frac{{\mathrm{\α}}_0-{\mathrm{\α}}_{\mathrm{end}}}{V_1-V_2}(V_1-V)& V_1\≥V\≥V_2\\ {\mathrm{\α}}_{\mathrm{end}}& V\≤V_2\end{array}\right.---\left(1\right)$

式(1)中：α为设计攻角；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；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α₀，当飞行器实时速度值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

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α_end。

发明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。

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。

本发明实施例提供一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法，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t_init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t_init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N_n大于等于预置的法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻t_{1_α}；

从i＝1，α₀＝α_init起执行以下步骤：

步骤1：当飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻时，获取飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻的实际攻角值α_i-1，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{i_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，

k_init为攻角下降斜率初始值，k_init≥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[N_{n_want}±ΔN_n]，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[N_{n_want}±ΔN_n]内，并确定此时对应的设计攻角下降斜率k_{_α_i}；所述ΔN_n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t_{i_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α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{i+1_α}；

步骤4：设定[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，设计攻角α为α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_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。

优选地，所述方法还包括：当i大于等于2时，对t_{i+1_α}的更新，具体为：

在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]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α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻

以

作为更新后的t_{i+1_α}。

优选地，当且仅当i＝1时，设定调整时间提前量为Δt_α，在[t_init，(t_{1_α}-Δt_α)]时间段内，飞行器再入飞行的设计攻角α等于初始值α_init；

当飞行器再入飞行至t_{1_α}-Δt_α时刻时，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{1_α}-Δt_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，飞行器的第一首个法向过载峰值

比较所述第一首个法向过载峰值

和所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]，根据比较结果对设计攻角的下降斜率k_{_α}进行调整，直到所述第一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[N_{n_want}±ΔN_n]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t_{1_α}-Δt_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α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n经过所述第一首个法向过载峰值

后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{2_α}；

设定[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]时间段内，设计攻角α为α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)。

优选地，所述方法还包括：当i＝1时，对t_{1_α}的更新，具体为：

在t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)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α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻以

作为更新后的t_{1_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

增大设计攻角的下降斜率

若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

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Δk_{_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为本发明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；

图2为本发明实施例二的亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法流程图；

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；

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的设计攻角获取方法，能够降低飞行器再入过程中的法向过载峰值。

在亚轨道飞行器再入飞行过程中，其气动力可近似表达为：

$\left\{\begin{array}{c}F=\sqrt{L^2+D^2}\\ L=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρv}}^{2}S*\mathrm{cl}\\ D=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρv}}^{2}S*\mathrm{cd}\end{array}\right.---\left(2\right)$

其中，F为飞行器所受的气动力；L为气动升力；D为气动阻力；S为飞行器参考面积；V为飞行器飞行速度；ρ为大气密度；cl、cd为气动参数，分别为升力系数和阻力系数，均与攻角大小正相关。

根据公式(2)可知，由于气动参数cl、cd与攻角正相关，攻角的减小会引起气动力F的减小；飞行器飞行速度V的减小也会引起气动力F减小。而飞行器再入过程中，随着高度的迅速下降，大气密度ρ呈指数型增加，使得气动力F迅速增加。

现有攻角设计方法中，将攻角设计为速度的一次函数。当攻角下降斜率较小时，由于气动参数cl和cd与攻角呈正相关，较大的气动参数使得飞行器再入前期受到较大的气动力F，飞行速度V迅速降低，其法向过载呈现“单峰”特点；当攻角下降斜率较大时，气动参数cl和cd迅速减小，在一定程度上补偿了增大的大气密度ρ对气动力F的影响，但是，由于再入前期没有得到足够的速度衰减，飞行器进入稠密大气后，其法向过载将再次快速增加，呈现“双峰”特点。

本发明实施例所述方法，通过调整攻角，使得由攻角减小引起的气动力F减小、飞行速度V衰减引起的气动力F减小、和大气密度ρ增加引起的气动力F增加在飞行器机体法向上达到平衡，使得法向过载在某一设定值附近小幅度波动，使得法向过载由单/双峰变为平峰，实现法向过载动平衡过程。然后通过延长动平衡过程的持续时间，达到降低飞行器再入过程中的法向过载峰值的目的。

飞行器再入过程中法向过载的一般可以表达为：

$N_n=\frac{F_n}{G}=\frac{L\cos \mathrm{\α}+D\sin \mathrm{\α}}{G}=\frac{{\mathrm{\ρV}}^2(C_l\cos \mathrm{\α}+C_d\sin \mathrm{\α})}{2G}$

$=\frac{1}{2G}\mathrm{\ρ}\left(h\right)V^2(C_l(\mathrm{\α},h,V)\cos \mathrm{\α}+C_d(\mathrm{\α},h,V)\sin \mathrm{\α})$

$=\frac{1}{2G}\mathrm{\ρ}{(H_0+{\∫}_{t_0}^t{H}^{\′}(V,\mathrm{\γ})\mathrm{dt})*(V_0+{\∫}_{t_0}^t{V}^{\′}(\mathrm{\γ},D)\mathrm{dt})}^2(C_l(\mathrm{\α},h,V)\cos \mathrm{\α}+C_d(\mathrm{\α},h,V)\sin \mathrm{\α})---\left(3\right)$

其中： $\mathrm{\γ}={\mathrm{\γ}}_0+{\∫}_{t_0}^t{\mathrm{\γ}}^{\′}(L,\mathrm{\σ},v,h)\mathrm{dt}$

V′＝V′(γ，D)

其中，N_n为飞行器法向过载值；F_n为飞行器所受的气动力F在飞行器机体上的法向分量；L为气动升力；D为气动阻力；V为飞行器飞行速度；ρ为大气密度；α为攻角值；G为飞行器所受重力，等于飞行器质量与当地重力加速度的乘积。

由式(3)可见，影响某一时刻法向过载值N_n的参数(如高度、速度、升力系数、阻力系数等)，不仅与该时刻的攻角取值有关，还与初始时刻至该时刻的攻角的变化过程相关。这说明了无法直接利用解析的方式确定攻角。

当飞行器的飞行高度在120km内，对大气密度ρ在高度上求导：

$\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂h}=-\frac{1}{H_s}{e}^{-\frac{h}{H_s}}---\left(4\right)$

其中，H_s为一恒定值，为7320。

随着飞行器的飞行速度V降低，飞行高度h降低的速度趋缓。结合式(4)可知，大气密度ρ的增加速度也趋缓。故而，要实现飞行器法向过载动平衡，所需的攻角的下降斜率将越来越小。由此可以看出，进行法向过载动平衡时的攻角调整规律为：初始攻角减小较快，随后逐渐放缓。

本发明考虑到攻角设计无法直接通过解析手段实现，采取模型预测结合迭代修正的攻角设计值训练过程，生成设计攻角值。

参照图1，为本发明实施例一所述的亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法。所述方法包括以下步骤：

步骤S101：选取设计攻角α的初始值α_init，以初始值α_init对应的时刻t_init为起始时刻。

其中，所述初始值α_init可以根据经验预先设置；也可以由飞行器自分离点自由飞行后获取。

一般，α_init的取值可以为35°至45°。当采用较大的设计攻角初始值α_init时，可使飞行器在再入初期得到更多的速度衰减。

举例说明由飞行器自分离点自由飞行后获取初始值α_init的过程。假设，飞行器的分离点倾角为20°，在经过无动力上升和再入滑翔至分离点高度时，若飞行器姿态仍为分离点状态，则其攻角将达到40°左右，此时可以选择初始值α_init为40°。

步骤S102：建立飞行器同态预测模型，所述预测模型的初始状态为所述起始时刻对应的飞行器状态。

所述同态预测模型的建立过程主要包括：飞行器再入飞行轨迹动力学及运动学方程；飞行器本体参数，如飞行器质量，参考面积，升、阻力系数与攻角和飞行速度的对应关系表等。

考虑到地球为椭球体，采用指数大气率及标准大气下的声速值，在地球旋转坐标系下建立飞行器再入飞行轨迹动力学及运动学方程：

$\frac{\mathrm{dr}}{\mathrm{dt}}=v\sin \mathrm{\γ}---\left(5\right)$

$\frac{\mathrm{d\λ}}{\mathrm{dt}}=\frac{v\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\ξ}}{r\cos \mathrm{\ψ}}---\left(6\right)$

$\frac{\mathrm{d\ψ}}{\mathrm{dt}}=\frac{v\cos \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\ξ}}{r}---\left(7\right)$

$\frac{\mathrm{dv}}{\mathrm{dt}}=-\frac{1}{m}D-g_r\sin \mathrm{\γ}+{\mathrm{\ω}}^{2}r\cos \mathrm{\ψ}(\sin \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\ψ}---\left(8\right)$

$-\cos \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\ξ}\sin \mathrm{\ψ})$

$v\frac{\mathrm{d\γ}}{\mathrm{dt}}=\frac{1}{m}L\cos \mathrm{\σ}-g_r\cos \mathrm{\γ}+\frac{v^2}{r}\cos \mathrm{\γ}+2\mathrm{\ω}v\cos \mathrm{\ξ}\cos \mathrm{\ψ}---\left(9\right)$

$+{\mathrm{\ω}}^{2}r\cos \mathrm{\ψ}(\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\ψ}+\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\ξ}\sin \mathrm{\ψ})$

$v\frac{\mathrm{d\ξ}}{\mathrm{dt}}=-\frac{1}{m}\·\frac{L\sin \mathrm{\σ}}{\cos \mathrm{\γ}}-\frac{v^2}{r}\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\ξ}\tan \mathrm{\ψ}$

$+2\mathrm{\ωv}(\tan \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\ξ}\cos \mathrm{\ψ}-\sin \mathrm{\ψ})---\left(10\right)$

$-\frac{{\mathrm{\ω}}^{2}r}{\cos \mathrm{\γ}}\cos \mathrm{\ψ}\sin \mathrm{\ψ}\cos \mathrm{\ξ}-g_{\mathrm{\ψ}}\frac{\sin \mathrm{\ξ}\cos \mathrm{\ξ}}{\cos \mathrm{\γ}}$

其中：γ、ξ分别为航迹倾角和航迹偏角；ψ、λ分别为地理纬度和地理经度；σ为飞行器速度倾侧角；L为气动升力；D为气动阻力；m为飞行器质量；v为飞行器飞行速度；r为飞行器与地心的距离；g_r为重力加速度分量；ω为地球自转角速度。

需要说明的是，所述同态预测模型建立方法为本领域的公知常识，在此不再详述。

步骤S103：设定法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}和法向过载波动限制值ΔN_n，则期望的法向过载动平衡的波动区域为[N_{n_want}±ΔN_n]。

具体的，所述法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}和法向过载波动限制值ΔN_n可以根据实际需要具体设定。

例如，可以设定法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}为飞行器机载人员和设备所能承受的法向过载约束值，法向过载波动限制值ΔN_n为该期望中值N_{n_want}的2％至5％。

步骤S104：利用飞行器同态预测模型，预测从起始时刻t_init开始、以初始值α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻t_{1_α}。

步骤S105：设定i＝1；α₀＝α_init。

步骤S106：当飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻时，获取飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻的实际攻角值α_i-1，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{i_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，k_init为攻角下降斜率初始值，k_init≥0。

步骤S107：比较所述第i首个法向过载峰值

和所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]，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[N_{n_want}±ΔN_n]内，并确定此时对应的设计攻角下降斜率k_{_α_i}。

其中，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：

若说明法向过载N_n过大，增大设计攻角的下降斜率若

需要减小设计攻角的下降斜率

具体的设计攻角的下降斜率

的调整方式可以为：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Δk_{_α}。所述调整量Δk_{_α}可以根据实际需要具体设定，例如设定调整量Δk_{_α}为攻角下降斜率初始值k_init的1％至3％。

步骤S108：利用飞行器同态预测模型，预测以t_{i_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α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{i+1_α}。

结合步骤S106至步骤S108可知，在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，在飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻时，法向过载N_n是处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内的；而且时刻t_{i+1_α}是指飞行器的法向过载N_n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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻；同时，在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，通过对其设计攻角的设定，可以使得其法向过载峰值

处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内。因此，可知，在整个[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段，飞行器的法向过载值始终是处于期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内的，达到了在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内飞行器再入飞行法向过载动平衡的目的。

优选地，所述方法还包括：当i大于等于2时，对t_{i+1_α}的更新，具体为：

在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]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α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻

以

作为更新后的t_{i+1_α}。

步骤S109：设定[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，设计攻角α为α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})。

步骤S110：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S106。

所述预设k₀为一较小值。具体的，可以设定k₀等于步骤S207中所述调整量Δk_{_α}的1至2倍。

综上所述，本发明实施例一中，所述飞行器再入飞行过程中的设计攻角规则为：

$\mathrm{\&alpha;}=\left\{\begin{array}{ccc}{\mathrm{\&alpha;}}_{\mathrm{init}}& & t_{\mathrm{init}}\&le;t\&le;t_{1\_\mathrm{\&alpha;}}\\ & .& \\ & .& \\ & .& \\ {\mathrm{\&alpha;}}_{i-1}-k_{\_\mathrm{\&alpha;}\_i}(t-t_{i\_\mathrm{\&alpha;}})& & t_{i\_\mathrm{\&alpha;}}<t\&le;t_{i+1\_\mathrm{\&alpha;}}\\ & .& \\ & .& \\ & .& \\ {\mathrm{\&alpha;}}_{N-1}-k_{\_\mathrm{\&alpha;}\_N}(t-t_{N\_\mathrm{\&alpha;}})& & t_{N-1\_\mathrm{\&alpha;}}<t\&le;t_{\mathrm{end}}\end{array}\right.---\left(11\right)$

本发明实施例一所述方法，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。

优选地，本发明实施例一所述方法中，当且仅当i＝1时，还可以包括：设定调整时间提前量为Δt_α，在[t_init，(t_{1_α}-Δt_α)]时间段内，飞行器再入飞行的设计攻角α等于初始值α_init；

当飞行器再入飞行至t_{1_α}-Δt_α时刻时，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{1_α}-Δt_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，飞行器的第一首个法向过载峰值

比较所述第一首个法向过载峰值

和所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]，根据比较结果对设计攻角的下降斜率k_{_α}进行调整，直到所述第一首个法向过载峰值

处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]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t_{1_α}-Δt_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α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n经过所述第一首个法向过载峰值

后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{2_α}；

设定[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]时间段内，设计攻角α为α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)。

优选地，所述方法还包括：当i＝1时，对t_{1_α}的更新，具体为：

在t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)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α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻

以

作为更新后的t_{1_α}。

参照图2，为本发明实施例二的亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法流程图。所述方法包括以下步骤：

步骤S201：选取设计攻角α的初始值α_init，以初始值α_init所对应的时刻t_init为起始时刻。

步骤S202：建立飞行器同态预测模型，其中，所述预测模型的初始状态为所述起始时刻对应的飞行器状态。

步骤S203：设定法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}和法向过载波动限制值ΔN_n，则期望的法向过载动平衡的波动区域为[N_{n_want}±ΔN_n]。

步骤S204：利用飞行器同态预测模型，预测从起始时刻t_init开始、以初始值α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻t_{1_α}。

步骤S205：设定调整时间提前量为Δt_α，在t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)内，飞行器再入飞行的设计攻角α等于初始值α_init。

即为，在[t_init，(t_{1_α}-Δt_α)]时间段内，设计攻角α等于初始值α_init。

由于具体实现中，对于攻角的控制过程具有一定的延迟，因此需要在时间上保留一定的调整余地，故设定调整时间提前量为Δt_α。

优选地，飞行器的再入飞行过程中，由于受到风力的作用、大气不均与的影响，可能使得飞行器实际从初始时刻t_init起、达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻与步骤S204中得到的预测值t_{1_α}是存在误差的。

因此，本发明实施例所述方法，还进一步包括对所述预测值t_{1_α}的更新过程。具体的，

在t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)内，可以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α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻

用

更新步骤S205所述t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)中的t_{1_α}。

步骤S206：当飞行器再入飞行至t_{1_α}-Δt_α时刻时，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器当前的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以α_init-k_init(t-t_{1_α}+Δt_α)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

其中，k_init为攻角下降斜率k_{_α}的初始值，k_init≥0。

具体的，攻角下降斜率k_{_α}的初始值为k_init可以根据经验具体设定。

步骤S207：比较所述第一首个法向过载峰值

和所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]，根据比较结果对设计攻角的下降斜率k_{_α}进行调整。

具体的，所述对设计攻角的下降斜率k_{_α}进行调整可以为：

若

说明法向过载N_n过大，需要增大设计攻角的下降斜率k_{_α}；若

需要减小设计攻角的下降斜率k_{_α}。

具体的，设计攻角的下降斜率k_{_α}的调整方式可以为：增加或减少一个预设的调整量Δk_{_α}。所述调整量Δk_{_α}可以根据实际需要具体设定，例如设定调整量Δk_{_α}为攻角下降斜率初始值k_init的1％至3％。

步骤S208：用调整后的下降斜率k_{_α}替换步骤S206中所述α_init-k_init(t-t_{1_α}+Δt_α)中的k_init，重复步骤S206至步骤S208，直到所述第一首个法向过载峰值

处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内，并确定此时对应的设计攻角下降斜率k_{_α_1}。

步骤S209：利用飞行器同态预测模型，预测以t_{1_α}-Δt_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α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n经过所述第一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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{2_α}。

即为，在[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]时间段内，设计攻角α为α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)。

优选地，还可以包括对所述预测值t_{2_α}的更新过程。具体为：

在[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]内，可以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α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行，飞行器的法向过载N_n经过所述第一首个法向过载峰值

后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻

用

更新步骤S209所述[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]中的t_{2_α}。

步骤S210：获取飞行器再入飞行至t_{2_α}时刻的实际攻角值α₁，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{2_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，飞行器的第二首个法向过载峰值

其中，

小于k_{_α_1}。采用与步骤S207至S208中相同的方法，对

进行调整，确定所述第二首个法向过载峰值

处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内时对应的下降斜率k_{_α_2}，采用与步骤S209相同的方法，获得飞行器的法向过载N_n经过所述第二首个法向过载峰值

后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{3_α}。

即为，在[t_{2_α}，t_{3_α}]时间段内，设计攻角α为α₁-k_{_α_2}(t-t_{2_α})。

优选地，还可以包括对所述预测值t_{3_α}的更新过程。具体为：

在[t_{2_α}，t_{3_α}]内，可以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、以为设计攻角α进行再入飞行，飞行器的法向过载N_n经过所述第二首个法向过载峰值

后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻

用更新步骤S210所述[t_{2_α}，t_{3_α}]中的t_{3_α}。

步骤S211：以此类推，重复步骤S210，获取飞行器再入飞行至t_{N_α}时刻的实际攻角值α_N-1，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{N_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，第N首个法向过载峰值

其中，小于k_{_α_N-1}；获取所述第N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[N_{n_want}±ΔN_n]内时对应的下降斜率k_{_α_N}，以及飞行器的法向过载N_n经过所述第N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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{N+1_α}。

即为，在[t_{N_α}，t_{N+1_α}]时间段内，设计攻角α为α_N-1-k_{_α_N}(t-t_{N_α})。

优选地，还可以包括对所述预测值t_{N+1_α}的更新过程。具体为：

在[t_{N_α}，t_{N+1_α}]内，可以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

为设计攻角α进行再入飞行，飞行器的法向过载N_n经过所述第N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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻

用

更新步骤S211所述[t_{N_α}，t_{N+1_α}]中的t_{N+1_α}。

步骤S212：当所述α_N-1-k_{_α_N}(t-t_{N_α})中的下降斜率k_{_α_N}小于等于预设的k₀时，飞行器的法向过载动平衡结束，跳出步骤S211，结束流程；将时刻t_{N+1_α}作为动平衡的结束时刻t_end。

所述预设k₀为一较小值。具体的，可以设定k₀等于步骤S207中所述调整量Δk_{_α}的1至2倍。

综上所述，本发明实施例中，所述飞行器再入飞行过程中的设计攻角规则为：

$\mathrm{\&alpha;}=\left\{\begin{array}{ccc}{\mathrm{\&alpha;}}_{\mathrm{init}}& & t_{\mathrm{init}}\&le;t\&le;(t_{1\_\mathrm{\&alpha;}}-\mathrm{\&Delta;}{t}_{\mathrm{\&alpha;}})\\ {\mathrm{\&alpha;}}_{\mathrm{init}}-k_{\_\mathrm{\&alpha;}\_1}(t-t_{1\_\mathrm{\&alpha;}}+\mathrm{\&Delta;}{t}_{\mathrm{\&alpha;}})& & (t_{1\_\mathrm{\&alpha;}}-\mathrm{\&Delta;}{t}_{\mathrm{\&alpha;}})<t\&le;t_{2\_\mathrm{\&alpha;}}\\ {\mathrm{\&alpha;}}_1-k_{\_\mathrm{\&alpha;}\_2}(t-t_{2\_\mathrm{\&alpha;}})& & t_{2\_\mathrm{\&alpha;}}<t\&le;t_{3\_\mathrm{\&alpha;}}\\ & .& \\ & .& \\ & .& \\ {\mathrm{\&alpha;}}_{N-1}-k_{\_\mathrm{\&alpha;}\_N}(t-t_{N\_\mathrm{\&alpha;}})& & t_{N-1\_\mathrm{\&alpha;}}<t\&le;t_{\mathrm{end}}\end{array}\right.---\left(12\right)$

本发明实施例二所述方法，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。

需要说明的是，在亚轨道飞行器的再入飞行中，影响其法向过载的因素不仅仅是攻角，还有速度倾侧角。所述速度倾侧角不改变飞行器所受气动力大小，但是可以可变飞行器所受气动力的方向。当速度倾侧角不为零时，飞行器所受气动力的方向发生改变，将加快飞行器的下降速度，导致飞行器的法向过载进一步增大。

对于本发明实施例所述的飞行器再入飞行过程中的设计攻角的获取方法，当不需要考虑速度倾侧角时，只需设定步骤S102或S202中所述飞行器同态预测模型中对应的飞行器速度倾侧角σ为0；当需要同时考虑速度倾侧角和攻角时，需要预先制定各时刻的速度倾侧角的设计值，使步骤S102或S202中所述飞行器同态预测模型中的速度倾侧角σ为各对应时刻的速度倾侧角设计值即可。

下面结合采用本发明所述方法对亚轨道飞行器进行仿真实验得到的结果，进一步说明本发明实施例实现的目的。

仿真实验中，设定：

飞行器的再入初始高度(即为峰点高度)H＝148km，飞行器在所述再入初始高度时对应的速度V＝2133.5m/s。

飞行器再入飞行过程中的速度峰值为2415m/s，该速度峰值对应的飞行高度为47.691km。

从飞行器达到所述速度峰值开始，以法向过载动态平衡为目的，对攻角进行设计，设定所述法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}＝4.99，法向过载波动限制值ΔN_n＝0.005，设计攻角α的初始值α_init＝40°，速度倾侧角初始为零，在飞行速度衰减足够后加入。

如图3所示，为采用本发明所述方法进行仿真时，飞行器再入飞行的高度和速度演化图。其中，图3所示点1(峰值高度点)对应时刻表示飞行器在峰点高度的时刻，也是再入初始时刻；点2(峰值速度点)对应时刻为飞行器再入达到速度峰值的时刻；点3(动平衡结束点)对应时刻为动平衡结束时刻。

点2和点3之间的时间段即法向过载动态平衡段[t_init，t_end]。所述图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的演化如图4所示。

可见，在维持设计攻角初始值α_init一段时间后，法向过载N_n急剧增加(图4.所示虚线1前)。在留有一定调整提前量Δt_α时，设计攻角开始调整，法向过载在预定区域[4.99±0.005]内达到动平衡(图4所示虚线1至虚线2之间)。当飞行速度得到足够衰减后，加入速度倾侧角(即为速度倾侧角不为零)，并继续调整设计攻角，使法向过载N_n在预定区域[4.99±0.005]内达到动态平衡(图4所示虚线2至虚线3之间)。由此可以看出，本发明实施例描述的攻角设计方法可以较理想实现亚轨道飞行器再入飞行的法向过载动平衡。

如果将所述法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}逐渐调低，经过多次仿真的结果分析，可将法向过载峰值压低至3.7～3.8左右。

对于本发明所述方法，不同的法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}，其再入过程的轨迹特征如表1所示：

从表1中可以看到，随着法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的降低，其动压峰值和热流峰值将升高，说明维持较高的法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}有利于降低动压峰值和热流峰值。还可以看出，法向过载动平衡的维持时间越长，其可实现的法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}越低。

同样对于此仿真算例，如采用现有攻角设计方法，即为采用式(1)设计攻角，其中设计攻角初始值α₀＝40°；设计攻角目标值α_end＝15°，设计攻角开始调整时飞行器速度的初始值V₁对应为仿真算例中的飞行器再入速度峰值，则设计攻角的下降斜率

即由不同的V₂唯一确定。

对于现有方法，不同的攻角下降斜率

再入过程的轨迹特征如表2所示：

由对比表1和表2可知，采用本发明所述方法，可将最小法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}压低至3.7；而如果采用现有攻角设计方法，其能够达到的最低法向过载峰值也在5.9以上。由此可见，本发明实施例所述的方法，可以大幅度的压低飞行器再入飞行过程中的法向过载峰值。

以上对本发明所提供的一种亚轨道飞行器再入飞行的设计攻角获取方法，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (6)

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t_init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t_init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N_n大于等于预置的法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻t_{1_α}；

从i＝1，α₀＝α_init起执行以下步骤：

步骤1：当飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻时，获取飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻的实际攻角值α_i-1，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{i_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，

k_init为攻角下降斜率初始值，k_init≥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[N_{n_want}±ΔN_n]，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[N_{n_want}±ΔN_n]内，并确定此时对应的设计攻角下降斜率k_{_α_i}；所述ΔN_n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t_{i_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α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n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[N_{n_want}±ΔN_n的时刻t_{i+1_α}；

步骤4：设定[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，设计攻角α为α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_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。

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t_{i+1_α}的更新，具体为：

在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]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α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻

以

作为更新后的t_{i+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Δt_α，在[t_init，(t_{1_α}-Δt_α)]时间段内，飞行器再入飞行的设计攻角α等于初始值α_init；

当飞行器再入飞行至t_{1_α}-Δt_α时刻时，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{1_α}-Δt_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，飞行器的第一首个法向过载峰值

比较所述第一首个法向过载峰值

和所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]，根据比较结果对设计攻角的下降斜率k_{_α}进行调整，直到所述第一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[N_{n_want}±ΔN_n]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t_{1_α}-Δt_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α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n经过所述第一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[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{2_α}；

设定[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]时间段内，设计攻角α为α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)。

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t_{1_α}的更新，具体为：

在t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)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α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻以

作为更新后的t_{1_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

增大设计攻角的下降斜率

若

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Δk_{_α}。

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