技術領域

本發明涉及航空航天技術領域，特別涉及一種升力式飛行器的再入軌跡的計算方法。

背景技術

升力式高超聲速再入飛行器是航空航天領域中出現的一種新型飛行器。該類飛行器完成軌道任務后以軌道速度再入返回，其中，飛行器在滑翔再入過程中需滿足嚴格的熱流、過載、動壓等過程約束，以及終端速度、終端高度、航程等約束條件限制。因此，如何設計滿足各項約束的標稱軌跡對再入返回制導控制系統的設計至關重要。。

對于升力式再入返回軌跡的設計問題，目前在工程上已經得到驗證的是一種航天飛機軌跡設計方法。在該方法中，在再入走廊內采用多段解析多項式拼接的方式來描述軌跡，并在飛行過程根據偏差對軌跡參數進行局部調整以滿足航程要求。

發明內容

有鑒于此，本發明提供一種升力式飛行器的再入軌跡的計算方法，從而可以有效地解決升力式飛行器再入軌跡的設計問題，可以用于輔助制導系統設計，具有工程可實現性。

本發明的技術方案具體是這樣實現的：

一種升力式飛行器的再入軌跡的計算方法，該方法包括：

根據約束條件和飛行器總體參數、特性，計算得到飛行器的再入走廊；

根據所述再入走廊和平衡滑翔條件，在再入走廊內通過數值積分迭代計算得到滿足航程要求的傾側角，并根據所述傾側角計算得到相應的再入軌跡；

將得到的再入軌跡的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通過擬合或插值處理得到標稱軌跡指令。

較佳的，所述平衡滑翔條件為滿足如下方程：

(V2r-g)·cosθ+L·cosσ=0;]]>

其中，V表示飛行器速度，r表示飛行器距地心距離，θ表示彈道傾角，σ表示傾側角，L＝f(V,H,α(V))表示升力加速度。

較佳的，設再入走廊的上下邊界分別表示為H_Up(V)和H_Low(V)，則通過所述平衡滑翔條件，得到傾側角對應的大小邊界：

σ_max(V)＝σ_QEGC[H_Low(V),V]；

σ_min(V)＝σ_QEGC[H_Up(V),V]

其中，σ_min(V)為平衡滑翔下邊界的傾側角；σ_max(V)為平衡滑翔上邊界的傾側角；σ_QEGC為平衡滑翔的傾側角。

較佳的，所述速度與航程的關系表示為：

dRdV=Vcosσ(V2/r-g0)·CLCD;]]>

其中，R為航程，V為飛行器速度，g₀為海平面重力加速度，C_L為升力系數，C_D為阻力系數。