針對(duì)大升力體軌道再入飛行器末端能量管理（TAEM）段制導(dǎo)控制能力強(qiáng)、末端約束不惟一的問題,將TAEM段分為動(dòng)壓跟蹤和著陸預(yù)備2個(gè)階段,設(shè)計(jì)了不同的縱向軌跡剖面,從而將TAEM段在線軌跡生成問題轉(zhuǎn)化為單參數(shù)搜索問題。第1階段設(shè)計(jì)標(biāo)稱動(dòng)壓剖面為縱向參考軌跡,使得飛行器過程約束得到保證。第2階段縱向剖面設(shè)計(jì)為標(biāo)稱高度剖面,從而使得末端點(diǎn)高度和傾角約束得到保證。根據(jù)末端動(dòng)壓誤差設(shè)計(jì)修正律,迭代修正第一階段動(dòng)壓剖面,從而使得最終的縱向軌跡滿足所有的狀態(tài)約束。在線軌跡遞推采用以時(shí)間為自變量的數(shù)值積分,遞推過程引入閉環(huán)制導(dǎo)律,通過實(shí)時(shí)修正攻角跟蹤縱向剖面,修正傾側(cè)角跟蹤地面軌跡,從而保證在線生成的軌跡符合物理特性,降低閉環(huán)制導(dǎo)難度。在考慮初期再入末端大范圍狀態(tài)散布情況下,數(shù)值仿真顯示了所提算法的魯棒性。 

【文章來源】：航空學(xué)報(bào). 2020,41(S2)北大核心EICSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：10 頁(yè)

【部分圖文】：

TAEM任務(wù)剖面

第1階段，動(dòng)壓剖面按照文獻(xiàn)[1]的方式，給出如圖2所示的高度動(dòng)壓剖面形態(tài)。初始高度動(dòng)壓分別為h0和q0，末端點(diǎn)的高度動(dòng)壓分別為hf和qf，則動(dòng)壓剖面qref描述為式中：h1、h2為2個(gè)預(yù)先設(shè)計(jì)的高度參數(shù)；q1為h1,h2之間的一段常值動(dòng)壓。為減少迭代參數(shù)，本文固定h1,h2兩點(diǎn)，僅通過搜索參數(shù)q1來保證最終生成的軌跡滿足約束。

式中：stogo為待飛距；RAT及RHAC分別為航向捕獲圓及HAC半徑；分別為圖3中BC兩點(diǎn)及DE兩點(diǎn)的距離；ψ1、ψ2為圖3中所描述的2個(gè)轉(zhuǎn)角。軌跡遞推過程中，根據(jù)實(shí)時(shí)的飛行狀態(tài)，按地面幾何計(jì)算待飛距。本方案以縱向軌跡迭代修正為主，地面軌跡不作復(fù)雜的規(guī)劃，僅考慮直接進(jìn)場(chǎng)方式。同時(shí)，在航程與能量匹配較差時(shí)，預(yù)設(shè)一個(gè)高能量HAC圓和低能量HAC圓。在剖面搜索過程中，得到的動(dòng)壓高于理想的設(shè)計(jì)值上限時(shí)，采用高能量軌跡進(jìn)場(chǎng)，反之采用低能量軌跡進(jìn)場(chǎng)。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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本文編號(hào)：3636635