[发明专利]一种再入初始段解析式纵向在线轨迹设计及跟踪方法

权利要求书

1.一种再入初始段解析式纵向在线轨迹设计及跟踪方法，依次包括以下步骤：

步骤一、忽略地球自转，建立再入飞行器三自由度无量纲化的动力学和运动学方程如式(1)～(6)所示：

dφLdt=VcosΘcosψvrcosφZ---(1)]]>

drdt=VsinΘ---(2)]]>

dφZdt=-VcosΘsinψvr---(3)]]>

dVdt=-D-sinΘr2---(4)]]>

dΘdt=1V[Lcosγv-cosΘr2+V2rcosΘ]---(5)]]>

dψvdt=1V[-LsinγvcosΘ+V2rcosΘcosψvtanφZ]---(6)]]>

上式中，V、r分别为归一化的速率和地心距；Θ为当地弹道倾角；ψ_v为速度偏角；D、L分别为归一化的阻力和升力；γ_v为倾侧角；t为归一化的时间；φ_L、φ_Z分别为归一化的纵程和横程；

采集(1)～(6)所有物理量的初值时，获得上述物理量随时间的变化历程；

步骤二、建立当地弹道倾角的解析式（7）：

cosΘcx=Kρ(1rβ-1βr2V2)-CL(α)cosγv2βρ1rβ-1βr2V2-1---(7)]]>

其中，K为常值，由飞行轨迹的终值或初值决定；ρ为大气密度，为地心距的函数；β为指数大气密度常数；α为攻角；C_L(α)为升力系数；获得（7）中上述参数，通过式(7)获得程序当地弹道倾角Θ_cx；

步骤三、对升力系数进行拟合；

首先，依据飞行器的气动特性对飞行器进行俯仰力矩配平；

其次，得到配平状态下不同高度、不同马赫数的升力系数随攻角的变化曲线；

最后，对升力系数曲线进行一次线性拟合，得到升力系数C_L(α)的表达式（8）：

C_L(α)＝K₁α+K₂    (8)

其中，K₁、K₂为拟合得到的系数；

步骤四、跟踪律的设计；

当飞行器允许使用攻角范围小于4度时，采用倾侧角跟踪方式；当飞行器允许使用攻角范围大于等于4度时，采用攻角跟踪方式；

当采用倾侧角跟踪方式时，跟踪律如式(9)所示，

γ=γcx0+Kfcos(Θcx)-cos(Θ)dρ2βCL(α)---(9)]]>

式中的K_f为设计参数，γ_cx0为程序倾侧角；θ_cx为，θ

当采用攻角跟踪方式时，跟踪律如式（10）所示，

α=αcx0+Kfcos(Θcx)-cos(Θ)dρ2βCL(α)---(10)]]>

式中的K_f为设计参数，α_cx0为程序倾侧角；

步骤五：数学仿真验证；

根据K_f，结合公式(1)～（10），建立三自由度仿真模型；以蒙特卡洛的方式加入初始交班偏差、大气密度偏差、建模型误差、风干扰，通过数学仿真，得到纵程偏差Δφ_L和横程偏差Δφ_Z，进而得到落点偏差Δd；

Δd=(ΔφL)2+(ΔφZ)2---(11)]]>

根据设计参数K_f对落点偏差的影响规律，采用控制系统PID整定的方法对设计参数K_f进行调节当，当增大或减小参数K_f，Δd值始终是增大，设计结束。