本發(fā)明涉及執(zhí)行氣動參數(shù)測量任務飛行器的飛行彈道設計技術，具體涉及一種無控自由飛彈道設計方法，屬于飛行器彈道設計與姿態(tài)控制技術領域。

背景技術：

飛行器氣動參數(shù)測量指獲取飛行過程中的攻角、側滑角、動壓、馬赫數(shù)以及氣動力、熱載荷，并基于測量數(shù)據(jù)進行飛行器升、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)的辨識。航空飛行器、航天飛行器均曾執(zhí)行氣動參數(shù)測量任務，如航天飛機、阿波羅飛船、火星實驗室飛行器等均執(zhí)行了氣動測量任務。為獲取高精度氣動力熱載荷數(shù)據(jù)，開展氣動辨識工作，需要盡量降低除重力以外作用在飛行器上的外力，如控制發(fā)動機產(chǎn)生的控制力，而去除控制力的情況下，飛行器將處于無控自由飛行狀態(tài)，對于其姿態(tài)穩(wěn)定和彈道控制均較大。因此，解決執(zhí)行氣動測量任務的飛行器姿態(tài)穩(wěn)定和彈道控制問題，是飛行成功的關鍵所在。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種面向氣動測量的無控自由飛彈道設計方法，使得鈍頭體外形飛行器在不配置控制系統(tǒng)的情況下，實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定和落點可控，支持氣動測量任務。

本發(fā)明所采取的技術方案如下：

一種面向氣動測量的無控自由飛彈道設計方法，適用于鈍頭體外形的行星際進/再入、近地軌道再入飛行器，包括以下步驟：分析氣動測量對無控自由飛彈道設計的需求；通過質量特性設計以及設計完成后的質量特性測試，控制飛行器的質量特性，使得主慣量占優(yōu)水平及主慣量軸偏移出縱平面角度滿足設計要求，實現(xiàn)再入自主升旋；通過理論計算和數(shù)值仿真設計大氣層外返回初始時刻的飛行器姿態(tài)，使再入點處的飛行器姿態(tài)等于飛行器的配平姿態(tài)，然后調整再入起旋速度，使得最大動壓、最大過載滿足氣動測量對所述彈道設計的要求；通過數(shù)值仿真，確認質量特性控制結果、返回初始時刻的所述飛行器姿態(tài)、所述再入起旋速度對應的所述無控自由飛彈道能夠滿足氣動測量對所述彈道設計的要求，如不滿足，進行迭代設計。

對于本發(fā)明上述面向氣動測量的無控自由飛彈道設計方法，其中，所述需求分析的內(nèi)容包括三軸允許最大姿態(tài)角速度、全彈道上的最大姿態(tài)偏差、最大過載以及最大動壓。

對于本發(fā)明上述面向氣動測量的無控自由飛彈道設計方法，其中，所述主慣量占優(yōu)水平以及所述主慣量軸偏移出縱平面角度，受所述三軸允許最大姿態(tài)角速度和所述最大姿態(tài)偏差約束，通過迭代設計選擇。

本發(fā)明適用于鈍頭體外形的行星際進/再入、近地軌道再入飛行器。

本發(fā)明的有益效果是：在不配置控制系統(tǒng)情況下，可以實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定，并通過再入自主升旋實現(xiàn)落點可控。

附圖說明

圖1是無控自由飛彈道設計流程示意圖。

具體實施方式

下面結合附圖詳細描述本發(fā)明的具體實施方式。

在本發(fā)明的面向氣動測量的無控自由飛彈道設計方法中，分別針對質量特性控制和返回初始姿態(tài)進行系統(tǒng)的設計。無控自由飛彈道設計流程如圖1所示，步驟如下：

步驟1：分析氣動測量對無控自由飛彈道設計的需求。

掌握氣動測量對無控自由飛彈道設計的需求，包括三軸允許最大姿態(tài)角速度、全彈道上的最大姿態(tài)偏差、最大過載以及最大動壓。

步驟2：通過質量特性設計以及設計完成后的質量特性測試，控制飛行器的質量特性，使得主慣量占優(yōu)水平及主慣量軸偏移出縱平面角度滿足設計要求，實現(xiàn)再入自主升旋。

飛行器返回再入過程分為兩個階段，一是大氣層外飛行階段，二是大氣層內(nèi)飛行階段。在大氣層外飛行時，飛行器采用自旋被動穩(wěn)定控制方式，因此，需飛行器質量特性繞自旋軸旋轉主慣量占優(yōu)。在大氣層內(nèi)，為了確保飛行器不發(fā)生滾轉角速度減小至零的情況，需要飛行器主慣量軸位于飛行器縱平面外特定角度，進而使得飛行器在飛行過程中受到小幅側向力作用，而緩慢增加滾轉角速度。前述提及的主慣量占優(yōu)水平以及主慣量軸偏移出縱平面的角度，受三軸允許最大姿態(tài)角速度和最大姿態(tài)偏差約束，通過迭代設計選擇。

通過理論分析、數(shù)值仿真優(yōu)化和高精度質量特性測量確認，控制質心、主慣量矩、慣量積等質量特性參數(shù)使之滿足指標要求，達到飛行器返回過程中自主升旋、姿態(tài)穩(wěn)定的要求。

步驟3：通過理論計算和數(shù)值仿真設計大氣層外返回初始時刻的飛行器姿態(tài)，使再入點處的飛行器姿態(tài)等于飛行器的配平姿態(tài)，然后調整再入起旋速度，使得最大動壓、最大過載滿足氣動測量對彈道設計的要求。

確定飛行器質量特性后，通過理論計算和數(shù)值仿真設計大氣層外返回初始時刻的飛行器姿態(tài)，使再入點(對近地再入而言一般為100km)處的飛行器姿態(tài)等于飛行器的配平姿態(tài)，降低無控飛行下姿態(tài)振蕩程度，提高氣動測量精度水平。通過分析與計算，使得再入點處的飛行攻角在配平攻角附近，減小飛行姿態(tài)振蕩，為氣動測量提供支持。

完成返回初始姿態(tài)設計后，調整再入起旋速度，使得最大動壓、最大過載滿足氣動測量對彈道設計的要求。

步驟4：通過數(shù)值仿真，確認質量特性控制結果、返回初始時刻的飛行器姿態(tài)、再入起旋速度對應的無控自由飛彈道能夠滿足氣動測量對彈道設計的要求，如不滿足，進行迭代設計。

通過數(shù)值仿真，確認質量特性控制結果、返回初始時刻的飛行器姿態(tài)、再入起旋速度對應的無控自由飛彈道能夠滿足氣動測量對彈道設計的要求，三軸允許最大姿態(tài)角速度、全彈道上的最大姿態(tài)偏差、最大過載以及最大動壓在指標要求范圍內(nèi)。如不滿足，進行迭代設計。當理論分析、計算或試驗結果不滿足要求時，通過調整飛行器主慣量矩、慣量積等質量特性，以及返回初始時刻的飛行器姿態(tài)、起旋角速度，重新評估彈道設計對氣動測量的滿足情況，直至設計滿足要求為止。

本發(fā)明的彈道設計方法具備的特征是：通過控制飛行器質量特性并設計返回初始姿態(tài)，實現(xiàn)飛行器姿態(tài)穩(wěn)定、滾動升旋以及彈道落點高精度可控。

本發(fā)明適用于鈍頭體外形的行星際進/再入、近地軌道再入飛行器，可以在滿足氣動測量任務的同時，實現(xiàn)該類飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定與彈道落點控制。

本發(fā)明中未說明部分屬于本領域的公知技術。

以上結合附圖對本發(fā)明的實施方式作了詳細說明，但本發(fā)明不局限于所描述的實施方式。對于本領域的技術人員而言，在不脫離本發(fā)明的原理和精神的情況下對實施方式進行的變化、修改、替換和變型仍落入本發(fā)明的保護范圍內(nèi)。