以無量綱能力為函數(shù),采用參數(shù)化表示的分段線性函數(shù)描述標(biāo)稱阻力加速度剖面.在部分近似下,得到以無量綱能量描述的再入縱向航程解析解.將熱流、過載、動壓約束轉(zhuǎn)化為阻力加速度剖面的邊界值,利用全局優(yōu)化方法,得到滿足給定射程的阻力加速度剖面.通過調(diào)整目標(biāo)函數(shù)阻尼因子,得到更為光滑的阻力加速度剖面,并將其作為標(biāo)稱阻力加速度剖面.基于反饋線性化方法,設(shè)計非線性跟蹤控制器,實(shí)現(xiàn)對標(biāo)稱阻力加速度剖面的跟蹤.設(shè)計航向角誤差走廊,通過航向角誤差調(diào)整傾側(cè)角符號,控制飛行器橫向航程.以CAV-H飛行器為例,設(shè)計數(shù)值仿真算例.仿真結(jié)果表明,最優(yōu)阻力加速度剖面可滿足再入約束及航程需求,跟蹤控制器可快速求解制導(dǎo)指令,具有良好的跟蹤性能. 

【文章來源】：空間控制技術(shù)與應(yīng)用. 2020,46(01)北大核心

【文章頁數(shù)】：9 頁

【部分圖文】：

圖９再人高度??Ｆｉｇ．?９?Ｒｅｅｎｔｒｙ?ｈｅｉｇｈｔ??

圖８再人傾側(cè)角??

Ｙｒ）??令式（２３）中３＿／／如＝０，使／極小化，有??Ｒｕ?＋?ｈＤ＇?Ｑ?ｓ?＋?ｈ（?Ａ?＋?ｚ?－?Ｆ．?＋?Ｄｕ）?］?＝０??求解式（２４），得到控制律為??？?＝?－?ｈ（Ｒ?＋?ｈ－Ｄ＇ＱＤ）?＇Ｄ＇Ｑ［ｓ?＋?ｈ（Ａ?＋?ｚ?－?Ｆｃ）］??通過合理選取權(quán)值矩陣２和及增益?可實(shí)現(xiàn)??對參考阻力加速度剖面的跟蹤．??４橫航向制導(dǎo)設(shè)計??通過設(shè)計橫向航程漏斗，即當(dāng)航向角偏差到達(dá)??邊界時，傾側(cè)角符號反號，從而將橫向航程控制在一??定的范圍內(nèi)．橫向航程漏斗形式如圖１所示．??Ａ＾／??０??圖１航向角誤差走廊??Ｆｉｇ．?１?Ａｚｉｍｕｔｈ?ｅｒｒｏｒ?ｃｏｒｒｉｄｏｒ??橫向航程制導(dǎo)邏輯可歸納為：當(dāng)航向角誤差超??出上邊界Ａ欠，，時，傾側(cè)角指令符號變?yōu)樨?fù)號；當(dāng)航??向角誤差超出下邊界Ａ＜Ａ?xí)r，傾側(cè)角指令符號變??為正號；當(dāng)航向角誤差位于走廊內(nèi)部，傾側(cè)角符號保??持不變，即，??ｓｉｇｎ（?〇■（?Ａ?＋?１?））＝??．—１?，?Ａｉ／／（ｋ）?＞?Ａｉ／ｆｕｐ??＇ｓｉｇｎ（〇－（ｉ）?）?，?＾?Ａｉ／ｆ？ｐ??１?．?ＡｌＪｊ（ｋ）?＜?Ａｌ／ｒｄ〇Ｈ．ｎ??５數(shù)值仿真驗(yàn)證??本文提出的制導(dǎo)算法以高升阻比飛行器ＣＡＶ－??Ｈ為例進(jìn)行仿真驗(yàn)證．ＣＡＶ－Ｈ飛行器如圖２所示．??ＣＡＶ－Ｈ飛行器總質(zhì)量ｍ為９０７．?２?ｋｇ，參考面積??Ｓｒｅｆ為?０．４８３?９?ｍ２．??５．１飛行器氣動數(shù)據(jù)近似計算??ＣＡＶ－Ｈ飛行器的阻力系數(shù)和升力系數(shù)通常是??攻角和馬赫數(shù)的非線性函數(shù)，阻力系數(shù)、升力系數(shù)及??升阻比氣動數(shù)據(jù)如文獻(xiàn)［１８］所示．阻力系數(shù)和升力??系數(shù)可以表示為：１

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]基于改進(jìn)分段Gauss偽譜法的帶推力高超聲速飛行器再入軌跡規(guī)劃[J]. 藺君,何英姿,黃盤興.  控制理論與應(yīng)用. 2019(10)
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本文編號：3067898