临近空间滑翔飞行器初始下降段轨迹规划

发布时间：2021-11-24 02:55

　　对临近空间滑翔飞行器初始下降段的轨迹规划问题进行了深入研究。首先利用拟平衡滑翔条件,推导了初始下降段末端的切换条件;然后将初始下降段分为开环控制段和轨迹规划段,在轨迹规划段以攻角作为控制量,设计满足过程约束、切换条件和控制约束的控制律。根据所建动力学模型,采用高斯伪谱法进行轨迹优化;以航迹角偏差为自变量,设计圆弧过渡函数生成攻角指令。仿真结果表明:两种方法都能满足各种约束,且圆弧过渡法不依赖于传统的标称攻角设计,计算量小,便于在线运用。 

【文章来源】：战术导弹技术. 2020,(05)北大核心

【文章页数】：7 页

【部分图文】：

圆弧过渡示意图

图2和图3为高斯伪谱法的状态量仿真结果，图2显示初始下降段速度并非单调变化，且变化幅度不大，因此最大热流率主要由终端高度决定，终端高度越大，最大热流率越小。航迹角在开环控制段末端达到最小值，经过轨迹规划段的控制，最终满足切换条件，进入拟平衡滑翔段。图3 高斯伪谱法航迹角曲线

图2 高斯伪谱法高度-速度曲线图4为高斯伪谱法轨迹规划的热流率，最大热流率为432.19 W/cm2，图5和图6分别为动压和过载曲线，显然热流率约束为主要约束。图7为攻角指令的曲线，采用高斯伪谱法设计的轨迹虽然能满足过程约束和切换条件，但攻角曲线变化较大，都达到了约束的上限。

【参考文献】：
期刊论文
[1]高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究[J]. 李天任,黄佩,王宇航,雷建长.  导弹与航天运载技术. 2020(01)
[2]再入滑翔飞行器滑翔段轨迹制导律设计与仿真[J]. 叶泽浩,毕红葵,曲智国,李凡,程杨.  战术导弹技术. 2019(04)
[3]高超声速滑翔再入定向定速打击末制导算法[J]. 王荣刚,许志,唐硕,贾生伟.  宇航学报. 2019(06)
[4]高超声速飞行器平稳滑翔弹道设计方法[J]. 胡锦川,陈万春.  北京航空航天大学学报. 2015(08)
[5]高超声速滑翔飞行器典型弹道特性分析[J]. 李广华,张洪波,汤国建.  宇航学报. 2015(04)
[6]再入飞行器标称攻角优化设计[J]. 李惠峰,张冉.  北京航空航天大学学报. 2012(08)
[7]Quasi-equilibrium glide adaptive guidance for hypersonic vehicles[J]. XU MingLiang,CHEN KeJun,LIU LuHua & TANG GuoJian* College of Aerospace and Material Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China.  Science China（Technological Sciences）. 2012(03)
[8]高超声速滑翔飞行器摆动式机动突防弹道设计[J]. 谢愈,刘鲁华,汤国建,徐明亮.  航空学报. 2011(12)



本文编号：3515111