CN112698569A - 一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法 - Google Patents

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Abstract

一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，包括如下步骤：S1、通过优化确定再入飞行器的最优攻角剖面；S2、倾侧角正弦值采用二次函数形式，按照准平衡滑翔条件确定飞行器的倾侧角剖面；S3、利用飞行器的最优攻角剖面和倾侧角剖面，以期望的再入段终端条件为起点，进行弹道逆向积分，以设定的高度为结束条件，反向积分结束时的飞行器状态即为再入点状态，并记再入飞行段的时间为t1；S4、以飞行器当前状态为初始状态，以飞行器期望再入点为目标点，采用闭路制导方法规划飞行器在大气层外的飞行轨迹，并记大气层外飞行段的时间为t2；S5、调整飞行器的倾侧角剖面中的初始滑翔倾侧角σ0和规划倾侧角剖面参数σmid，即t1+t2＝td。

Description

一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法
技术领域
本发明涉及一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，在轨迹设计的同时还考虑了飞行时间的约束，属于再入轨迹规划领域。
背景技术
再入飞行器的完整飞行过程包括大气层外飞行段以及大气层内飞行段(再入飞行段)，两个飞行段之间的切换即为再入点。再入飞行器初始状态在一定程度上决定了飞行器再入制导的性能，是飞行器由大气层外飞行段转入再入飞行段时的关键参数。目前国内外对再入点参数的选取方法大多是根据工程经验或通过仿真的定性分析，未考虑其对再入段性能的影响。而且通常将两个飞行段进行单独设计和分析，并未对其轨迹进行一体化设计，因此在飞行器从大气层外进入大气层内的飞行过程，没有形成完善的技术体系。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，通过大气层外闭路制导以及再入段逆向积分方法，分别设计至再入点，从而完成从大气层边缘到再入终点的轨迹一体化设计。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，包括如下步骤：
S1、通过优化确定再入飞行器的最优攻角剖面，使得飞行器飞行总航程最大；
S2、倾侧角正弦值采用二次函数形式，函数的终端值根据期望的再入段终端条件，按照准平衡滑翔条件确定飞行器的倾侧角剖面；
S3、利用飞行器的最优攻角剖面和倾侧角剖面，以期望的再入段终端条件为起点，进行弹道逆向积分，以设定的高度为结束条件，反向积分结束时的飞行器状态即为再入点状态，并记再入飞行段的时间为t1；
S4、以飞行器当前状态为初始状态，以飞行器期望再入点为目标点，采用闭路制导方法规划飞行器在大气层外的飞行轨迹，并记大气层外飞行段的时间为t2；
S5、调整飞行器的倾侧角剖面中的初始滑翔倾侧角σ0和规划倾侧角剖面参数σmid，使两段飞行时间之和达到时间期望值td，即t1+t2＝td。
上述再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，优选的，S1的优化过程中，飞行器满足热流约束、动压约束、过载约束、终端高度约束、终端速度约束。
上述再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，优选的，S2中，倾侧角的值在 0～90°之间。
上述再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，优选的，S4中，选择飞行器所需速度增量大小、所需速度增量矢量与惯性空间坐标轴的两个夹角作为迭代变量，采用牛顿迭代的方法进行求解，使得飞行器到达再入高度时的速度、航迹角、剩余航程为期望值。
上述再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，优选的，S5中，判断S4中获得的速度增量大小是否满足飞行器的能力约束，若不满足，调整飞行器的倾侧角剖面中的σ0和σmid，则返回S3。
上述再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，优选的，S5中，判断方程 t1+t2＝td是否成立，若不成立，调整飞行器的倾侧角剖面中的σ0和σmid，则返回 S3。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)在设计再入段倾侧角剖面时，将其设计为二次函数形式，可实现对再入飞行时间的控制。
(2)本发明可快速规划出一条从大气层外到再入终点的，考虑飞行时间约束的飞行弹道，填补了跨域轨迹一体化设计方法的空白。
附图说明
图1为本发明所述的任意禁飞区绕飞方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，如图1所示，包括如下步骤
步骤一：通过优化确定再入飞行器的最优攻角剖面，使得飞行器飞行总航程最大；
步骤二：设计飞行器的倾侧角剖面为其正弦值的二次函数形式，函数的终端值根据再入段终端条件，按照准平衡滑翔条件计算；
步骤三：以期望的再入段终端条件为起点，进行弹道逆向积分，以给定高度为结束条件，反向积分结束时的飞行器状态即为再入点状态，并记再入飞行段的时间为t1；
步骤四：以飞行器大气层外飞行时的状态为初始状态，采用闭路制导方法规划飞行器到再入点的轨迹，并记大气层外飞行段的时间为t2；
步骤五：改变倾侧角剖面的两个设计参数的大小，重复步骤三，进行迭代设计，直至两段飞行时间之和达到期望值，即t1+t2＝td。
进一步地，步骤一所述的攻角剖面形式为
Figure RE-GDA0002950635920000031
其中，αmax和αL/Dmax分别为飞行器的最大攻角和最优升阻比攻角，对同一飞行器来说可视为常数，因此可优化的量为速度节点V1和V2。优化性能指标函数为射程最大，即
Figure RE-GDA0002950635920000032
其中，w为权重系数，可在0～1之间取值，可根据任务参数调整值，通常情况下取0.5，θ(tf)为终端时刻飞行器经度，
Figure RE-GDA0002950635920000041
为终端时间飞行器的纬度。
在飞行过程中，飞行器需满足过程约束：
Figure RE-GDA0002950635920000042
q＝ρV2/2≤qmax (4)
Figure RE-GDA0002950635920000043
其中，
Figure RE-GDA0002950635920000044
为飞行过程中头部驻点的热流密度，C1为头部热流计算公式常数， Rd为飞行头部驻点半径，ρ为飞行高度对应的大气密度，ρ0海平面大气密度，
Figure RE-GDA0002950635920000045
为飞行头部驻点热流密度约束值，V为无量纲化的速度，Vc为第一宇宙速度； q为飞行动压，qmax动压约束值，n为飞行过程中的总过载，L为升力过载，即飞行器所受到的升力与重力的比值，D为海平面阻力过载，即飞行器所受到的阻力与重力的比值，nmax为飞行器的总过载约束。
式(3)～式(5)分别为热流约束、动压约束、过载约束。飞行器需满足的终端约束为终端高度约束和终端速度约束：
Figure RE-GDA0002950635920000046
可采用高斯伪谱法对上述问题进行求解。h(tf)为末端时刻高度，V(tf)为末端时刻速度，hf和Vf则分别表示期待的末端高度和末端速度。
进一步地，步骤二所述的倾侧角剖面为
Figure RE-GDA0002950635920000047
其中，σ0为初始平衡滑翔的倾侧角，σmid为倾侧角剖面的待设计量(即σmid为规划倾侧角剖面参数，通过优化算法确定)，初始值可取45°，σ(V)表示倾侧角是速度变量的函数，将倾侧角剖面设计为上述形式，可以将倾侧角大小限制在0～90°之间，同时二次函数形式的剖面使得飞行器具有控制飞行时间的能力。 V0是初始飞行速度，σf为终端倾侧角大小，根据期望的终端高度、终端速度、攻角剖面(式(1))以及准平衡滑翔条件(式(8))求得
Figure RE-GDA0002950635920000051
式中，L为升力过载，P为推力过载，即推力与重力比值，α为飞行攻角， V飞行速度，r为地心矢。
进一步地，步骤三所述的反向积分弹道规划方法的具体步骤为：
①选取再入段攻角剖面和倾侧角剖面分别如式(1)和式(7)所示。
②以再入段终端期望状态为初值，采用逆时间反向积分方法进行轨迹规划，四阶龙格库塔的反向积分表达式为
Figure RE-GDA0002950635920000052
式中，k1为时间开始段的斜率，k2为时间段中点的斜率，通过欧拉法采用k1来决确定tm-h/2的值，k3也是时间段中点的斜率，通过欧拉法采用k2来决确定 tm-h/2的值，k4为时间段终点的斜率，其值由k3确定，tm为反向积分时刻时间，h为积分步长，um为反向积分时刻状态变量，um-1为积分前一时刻的状态变量。
③当反向积分轨迹达到期望再入高度时，终止轨迹规划，以此时飞行器的状态作为再入点的期望状态，并记录再入段的飞行时间t1。
进一步地，步骤四所述的大气层外制导方法具体步骤为：
①以飞行器当前状态为初始状态，选取飞行器期望再入点为目标点。
②选择飞行器的所需速度增量大小以及所需速度增量矢量与惯性空间坐标轴的两个夹角作为迭代变量，采用牛顿迭代的方法进行求解，使得飞行器到达再入高度时的速度、航迹角以及剩余航程为期望值，记录飞行时间t2。
进一步地，步骤五所述的迭代指标具体为：
①判断步骤四迭代获得的速度增量大小是否满足飞行器的能力约束，若不满足，则返回步骤三。
②判断方程t1+t2＝td是否成立，若不成立，则返回步骤三。
③若上述两个条件均得到满足，则获得的轨迹即为期望轨迹，停止轨迹规划。
本发明的跨域飞行器轨迹一体化设计中考虑了t1+t2＝td的约束，也就是考虑时间约束的一体化设计，其可满足多条弹道同时抵达同一点增强作战性能的特殊任务要求。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、通过优化确定再入飞行器的最优攻角剖面，使得飞行器飞行总航程最大；
S2、倾侧角正弦值采用二次函数形式，函数的终端值根据期望的再入段终端条件，按照准平衡滑翔条件确定飞行器的倾侧角剖面；
S3、利用飞行器的最优攻角剖面和倾侧角剖面，以期望的再入段终端条件为起点，进行弹道逆向积分，以设定的高度为结束条件，反向积分结束时的飞行器状态即为再入点状态，并记再入飞行段的时间为t1；
S4、以飞行器当前状态为初始状态，以飞行器期望再入点为目标点，采用闭路制导方法规划飞行器在大气层外的飞行轨迹，并记大气层外飞行段的时间为t2；
S5、调整飞行器的倾侧角剖面中的初始滑翔倾侧角σ0和规划倾侧角剖面参数σmid，使两段飞行时间之和达到时间期望值td，即t1+t2＝td。
2.根据权利要求1所述的一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，其特征在于，S1的优化过程中，飞行器满足热流约束、动压约束、过载约束、终端高度约束、终端速度约束。
3.根据权利要求1所述的一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，其特征在于，S2中，倾侧角的值在0～90°之间。
4.根据权利要求1所述的一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，其特征在于，S4中，选择飞行器所需速度增量大小、所需速度增量矢量与惯性空间坐标轴的两个夹角作为迭代变量，采用牛顿迭代的方法进行求解，使得飞行器到达再入高度时的速度、航迹角、剩余航程为期望值。
5.根据权利要求4所述的一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，其特征在于，S5中，判断S4中获得的速度增量大小是否满足飞行器的能力约束，若不满足，调整飞行器的倾侧角剖面中的σ0和σmid，则返回S3。
6.根据权利要求4所述的一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，其特征在于，S5中，判断方程t1+t2＝td是否成立，若不成立，调整飞行器的倾侧角剖面中的σ0和σmid，则返回S3。
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