對(duì)臨近空間滑翔飛行器初始下降段的軌跡規(guī)劃問題進(jìn)行了深入研究。首先利用擬平衡滑翔條件,推導(dǎo)了初始下降段末端的切換條件;然后將初始下降段分為開環(huán)控制段和軌跡規(guī)劃段,在軌跡規(guī)劃段以攻角作為控制量,設(shè)計(jì)滿足過程約束、切換條件和控制約束的控制律。根據(jù)所建動(dòng)力學(xué)模型,采用高斯偽譜法進(jìn)行軌跡優(yōu)化;以航跡角偏差為自變量,設(shè)計(jì)圓弧過渡函數(shù)生成攻角指令。仿真結(jié)果表明:兩種方法都能滿足各種約束,且圓弧過渡法不依賴于傳統(tǒng)的標(biāo)稱攻角設(shè)計(jì),計(jì)算量小,便于在線運(yùn)用。 

【文章來源】：戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù). 2020,(05)北大核心

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

圓弧過渡示意圖

圖2和圖3為高斯偽譜法的狀態(tài)量仿真結(jié)果，圖2顯示初始下降段速度并非單調(diào)變化，且變化幅度不大，因此最大熱流率主要由終端高度決定，終端高度越大，最大熱流率越小。航跡角在開環(huán)控制段末端達(dá)到最小值，經(jīng)過軌跡規(guī)劃段的控制，最終滿足切換條件，進(jìn)入擬平衡滑翔段。圖3 高斯偽譜法航跡角曲線

圖2 高斯偽譜法高度-速度曲線圖4為高斯偽譜法軌跡規(guī)劃的熱流率，最大熱流率為432.19 W/cm2，圖5和圖6分別為動(dòng)壓和過載曲線，顯然熱流率約束為主要約束。圖7為攻角指令的曲線，采用高斯偽譜法設(shè)計(jì)的軌跡雖然能滿足過程約束和切換條件，但攻角曲線變化較大，都達(dá)到了約束的上限。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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