一种短航程低过载的再入轨迹设计方法
专利汇可以提供一种短航程低过载的再入轨迹设计方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，考虑对于以接近第二 宇宙 速度再入大气的 飞行器 再入过程，引进大 升阻比 航天器 滑翔式再入的概念。首先设定初始下降段常值 倾侧 角 飞行，在滑翔段和末端引入轨迹参数对轨迹进行描述；然后根据轨迹参数与控制指令倾侧角的关系，得到需求的控制指令；为实现低过载，引入过载限制，当过载超出一定范围时，通过适当减小倾侧角来保证过载不超过最大限制的要求；最后通过校正初始下降段倾侧角，实现不同航程任务需求。，下面是一种短航程低过载的再入轨迹设计方法专利的具体信息内容。
1.一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
1)对于小升阻比的再入飞行器，将从再入点到开伞的过程分为三段，分别为初始下降段、滑翔段和末段；其中初始下降段以常值倾侧角 飞行，通过速度和高度、速度倾角和高度的解析公式积分得到初始下降段内的相关状态参数；设定滑翔段和末端都按照相同的轨迹形式飞行，计算公式如下： 其中μ为轨迹参数，β＝1/7110为大气密度参数，两个阶段的轨迹参数取值不同，滑翔段的轨迹参数μ1小于末段的轨迹参数μ2；θ为速度倾角；
2)根据设定的轨迹形式，推导出滑翔段和末段的速度和高度、速度倾角和高度的解析公式；
3)根据任务需要选择初始下降段 滑翔段和末段的轨迹参数μ1,μ2，通过轨迹参数μ与倾侧角σ之间的关系，换算得到系统需要的倾侧角指令σc0；
4)当飞行器的过载超过设定的上限时，通过调整倾侧角大小实现对再入过载的控制，得到校正后的倾侧角σc1；
5)对步骤2)中的解析公式积分获得实际航程，与任务航程进行比较；若设计出的再入轨迹不满足航程任务需求，则当航程偏大时，增大初始下降段倾侧角幅值；航程偏小时，减小初始下降段倾侧角幅值；若设计出的再入轨迹满足航程任务需求，则输出倾侧角幅值；
6)参考横向倾侧角翻转逻辑，输出倾侧角符号，输出最终满足要求的倾侧角制导指令，结束。
2.根据权利要求1所述的短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，步骤1)中，速度倾角计算公式如下：
速度倾角 上式中，Ωid为满足初始再
入状态的积分常数，τ,ξ0均为定义的与飞行器相关的参数，CL为飞行器的气动升力系数；h为高度，R0为地球平均半径；Ωid计算公式如下：
步骤1)中，速度计算公式如下：
速度 上式中，Πid为满足初始状态的积分常数，Πid＝
v02+2gh0，v0，h0分别为飞行器再入点处的速度和高度，g为当地的重力加速度，CD为飞行器的气动阻力系数，θ0为飞行器再入点处的速度倾角。
3.根据权利要求1所述的短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，步骤2)中的速度倾角计算公式如下：
速度倾角
其中，Ωgf为满足初始状态的积分常数， θgf0,hgf0分别为飞行器
在滑翔段起点处的速度倾角和高度；
步骤2)中的速度计算公式如下：
速度
其中，Πgf为满足初始状态的积分常数，vgf0为滑翔段起点处的速度大小，Πgf计算公式如下：
4.根据权利要求1所述的短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，轨迹参数μ与倾侧角σ之间的关系式如下：
其中，v为相对地球的速度大小，θ为当地速度倾角，ψ为速度方位角，r为地心距，为地心纬度。
5.根据权利要求1所述的短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，步骤4)中，σc1的计算公式如下：
其中σc0为原倾侧角控制指令，σc1为经过载控制后输出的倾侧角控制指令， 为反馈增益系数， 为飞行器实际的过载， 为过载阈值。
一种短航程低过载的再入轨迹设计方法
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附图说明
具体实施方式
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