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申请/专利权人：西北工业大学

摘要：本发明公开了一种带高度控制的飞行器再入航迹规划控制方法，包含对高马赫数再入滑翔飞行器姿态动力学和运动学建模，建立一阶执行机构模型；简化姿态动力学模型，得到面向控制的系统模型，设计理想情况下的控制律；针对再入飞行器初始下降段的法向过载要求，设计升力式滑翔制导常用的二次函数分段标称攻角剖面；基于仿真平台对不同射程任务下敌方目标的制导打击试验结果分析，实现了在临近空间再入滑翔情形下，高马赫数飞行器可实现高度可控的航迹规划控制。本发明对解决高马赫数飞行器再入航迹规划问题具有很好的改善效果，增强了高马赫数飞行器飞行的机动性和安全性，在航空航天领域具有很好的应用前景。

主权项：1.一种带高度控制的飞行器再入航迹规划控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：定义坐标系、计算各坐标系间的转换矩阵；步骤1-1：定义飞行器坐标系，包括地心地固坐标系、发射坐标系、发射惯性坐标系、速度坐标系、弹体坐标系、地理坐标系；1地心地固坐标系；原点：地心；x轴：赤道平面内指向本初子午线；y轴：使得该坐标系成右手系；z轴：垂直于赤道平面与地球自转轴重合，指向北极；地心地固坐标系与地球固联，为动参考系，适应于确定飞行器相对于地球表面的位置；2发射坐标系；原点：与发射点固联；x轴：发射点水平面内，指向发射瞄准方向；y轴：垂直于发射点水平面，指向上；z轴：使得该坐标系成右手系；由于发射点随地球一起旋转，所以发射坐标系为动参考系；3发射惯性坐标系；在发射瞬间与发射坐标系相重合，之后发射惯性系保持在惯性空间，不随地球一起旋转；4速度坐标系；原点：飞行器质心；x轴：飞行器速度方向指向；y轴：在飞行器的纵对称面内，垂直于x轴指向上；z轴：使得该坐标系成右手系；速度坐标系用于描述飞行器速度相对于弹体之间的关系；5弹体坐标系；原点：飞行器质心；x轴：沿飞行器的纵轴，指向头部；y轴：在飞行器的纵对称面内，垂直于x轴指向上；z轴：使得该坐标系成右手系；弹体坐标系与惯性坐标系定义了飞行器的姿态角；步骤1-2：计算各坐标系间的转换矩阵；1发射坐标系与发射惯性坐标系之间的转换关系；将地球作为一圆球，发射惯性坐标系在发射瞬间与发射坐标系重合，只是由于地球旋转，使固定在地球上的发射坐标系在惯性空间的方位发生变化；记从发射瞬间到所讨论时刻的时间间隔为t，则发射坐标系绕地轴转动ωet角。其转换矩阵为：其中： 式中，α0表示地心方位角，φ0表示地心纬度；2发射惯性坐标系与弹体坐标系之间的转换关系；设导弹的姿态角由俯仰角偏航角ψ、滚转角γ三个欧拉角描述，按照先俯仰后偏航，再滚转的顺序由发射惯性坐标系转到弹体坐标系；转换矩阵为： 3弹体坐标系与速度坐标系之间的转换关系；弹体坐标系与速度坐标系之间由攻角α和侧滑角β决定，转换矩阵为： 式中，Lβ,α表示弹体坐标系到速度坐标系的坐标变换矩阵，Lzα表示速度坐标系绕z轴转过α角的基元变换矩阵，Lyβ表示速度坐标系绕y轴转过β角的基元变换矩阵；4弹道坐标系与速度坐标系之间的转换关系；弹道坐标系与速度坐标系之间用一个参数即速度滚转角γV来确定，转换矩阵为： 步骤2：搭建高超声速飞行器姿态动力学模型、运动学模型；步骤2-1：结合牛顿第二定律，在发射惯性坐标系下，飞行器的质心动力学方程描述为： 其中：m为质量，V为飞行器速度矢量，Ω为弹道坐标系相对发射惯性坐标系的旋转角速度矢量，F为拦截弹所受空气动力，P为发动机推力，G为飞行器所受重力；当飞行器在再入返回过程中处于无动力滑翔状态，因此P≡0。步骤2-2：将式6在弹道坐标系下进行具体化，得： 其中，X,Y分别为气动阻力、升力，g为重力加速度，g＝μr2，μ为地球的重力常数，ωe为地球自转角速度，r为滑翔飞行器地心距，φ为飞行器纬度；步骤2-3：考虑飞行器的飞行轨迹，其质点运动学方程在弹道坐标系下表示： 其中，L为飞行器经度；步骤2-4：考虑飞行器飞行姿态对再入过程的影响，在弹体坐标系下建立弹体转动运动方程，表示为： 其中，为惯性张量矩阵，ωT为飞行器旋转角速度矢量，Mst为气动稳定力矩，Mc为控制力矩，Md为阻尼力矩，M′k为哥氏力矩；步骤3：基于步骤2-1和步骤2-2中所建立姿态动力学模型，设计理想情况下的高度控制律；步骤3-1：建立高度跟踪误差的动态方程和外环子系统跟踪误差的动态方程；高度跟踪误差的动态方程表示为：e1＝hc-hm10其中，hc为飞行器期望的高度，hm为当前状态下飞行器的实际高度；步骤3-2：基于步骤3-1的动态方程，设计高度控制律；高度控制律表示为： 其中，kp和kd分别为比例增益和微分增益；步骤4：基于步骤2-1中所建立的姿态动力学模型和步骤3-2中所设计的高度控制律，设计横向平面内的航迹规划控制方法；步骤4-1：设计一次函数分段标称攻角剖面；将攻角设计为速度的一次函数，其表达为： 其中，αinit为再入初始攻角，αend为设计目标攻角，V1为攻角开始调整的初始速度，V2为设计攻角调整至αend所对应的速度；步骤4-2：考虑步骤3-2的高度控制律，设计横向平面内收敛式S机动航迹规划方法；横向S收敛机动能在横向平面多次机动，通过方位角误差控制倾侧角翻转；其控制参数模型表示为： 其中， 其中，△χd是方位角误差阈值，εt-为倾侧角函数在上一时刻的函数值，xt,yt,zt为目标点位置；步骤5：将所设计的航迹规划控制方法作用于高超声速飞行器，当高度跟踪误差趋于零，同时飞行器在横向平面内做收敛式S机动。

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