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jl026
飞行器
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【JL026】飞行器再入走廊设计与分析,jl026,飞行器,再入,走廊,设计,分析
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本科毕业设计论文 题 目 飞行器再入走廊设计与分析 专业名称 自 动 化 学生姓名 王应超 指导教师 石国祥 毕业时间 2014 年 06 月 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 I 任务书 一、题目 飞行器再入走廊设计与分析 二、指导思想和目的要求 航天飞行器从大气层外返回地球时，初始再入时本身就具有很高的速度，且再入过程中其巨大的势能还要转化为动能。这种情况下若不对飞行器的飞行状态进行控制，使其飞行状态约束在热防护结构、飞行器的过载和动压所允许的条件下，则飞行器很可能难以安全返回。飞行器再入过程中要满足的热流、动压、过载和拟平衡滑翔条件约束共同限制了再入轨迹的可行范围，将再入轨迹限制在一个特定的区域内，即形成所谓的再入走廊。 再入走廊能够非常直观地勾画出满足飞行约束条件的上下边界，可以清楚的看出由飞行约束数学模型转化得到的飞行走廊边界图形，它对开展再入轨迹优化与制导律设计具有非常重要的意义。 飞行器再入走廊设计与分 析的主要目的和要求是： (1) 建立再入飞行约束的数学模型，重点对热流、过载和动压三类约束进行数学描述； (2) 推导拟平衡滑翔条件的数学模型； (3) 讨论再入走廊剖面描述方式，将热流、过载、动压三类约束数学模型和拟平衡滑翔条件转换成再入走廊边界的形式，分析上下边界性质； (4) 对再入走廊范围进行分析，给出各种约束值与气动参数发生变化时对再入走廊造成的影响。 三、主要技术指标 确定再入走廊应充分考虑以下因素： (1) 飞行器再入时气动加热对热防护系统的影响； (2) 过载对飞行器结构的影响； (3) 动压对飞行器控制系统和侧向稳定性的影响； 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 4) 飞行器再入时有充分的机动能力以满足控制系统的要求。 再入走廊的边界由上述四个因素对应的驻点热流、过载、动压和拟平衡滑翔条件构成。 飞行器再入走廊要根据各类条件约束具体值和给定飞行器气动参数进行设计与分析。 四、进度和要求 周 次 设计（论文）任务及要求 1 3 查阅有关资料和书籍，完成开题报告 4 5 建立再入飞行约束的数学模型 6 8 确定再入走廊形式，由飞行约束确定走廊边界 9 11 编写再入走廊生成程序 12 14 根据给定飞行器参数 和约束条件进行仿真 14 15 分析影响再入走廊边界的因素 ， 撰写毕业设计论文 16 整理资料，准备答辩 五、主要参考书及参考资料 1 王威 . 高超声速飞行器滑翔段制导方法研究 D. 哈尔滨 : 哈尔滨工业大学 . 2010, 112 王希季 , 李颐黎 , 周其成 等 . 航天器进入与返回技术 M. 宇航出版社 , 1991. 3 赵汉元 . 飞行器再入动力学和制导 M. 国防科技大学出版社 . 1997. 4 南英 , 吕学富 , 陈士橹 . 航天器的再入走廊及其计算方法 J. 飞行力学 . 1993(2), 345 廖海君 . 天基再入高超声速飞行器制导方法研究 D. 哈尔滨 : 哈尔滨工业大学 . 2010, 21学生 王应超 指导教师 石国祥 系主任 史仪凯 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 要 航天飞行器从大气层外返回地球时，初始再入时本身就具有很高的速度，且再入过程中其巨大的势能还要转化为动能。这种情况下若不对飞行器的飞行状态进行控制，使其飞行状态约束在热 防护结构、飞行器的过载和动压所允许的条件下，则飞行器很可能难以安全返回。飞行器再入过程中要满足的热流、动压、过载和拟平衡滑翔条件约束共同限制了再入轨迹的可行范围，将再入轨迹限制在一个特定的区域内，即形成所谓的再入走廊。再入走廊能够非常直观地勾画出满足飞行约束条件的上下边界，可以清楚的看出由飞行约束数学模型转化得到的飞行走廊边界图形，它对开展再入轨迹优化与制导律设计具有非常重要的意义。 本文介绍了再入飞行器再入大气环境，建立运动方程和坐标系。建立了再入飞行器的运动学模型。分析了再入过程中可能遇到的问题。完成再 入走廊的设计并分析了其影响因素。 关键字 : 飞行器 , 再入轨迹 , 约束 , 再入走廊西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 to s of if no in by is to be to in of to of in a to of by of it of is of a in of of 北工业大学明德学院本科毕业设计论文 V 目录 摘要 . . 1 章 绪论 . 1 究背景与意义 . 1 入式飞行器的发展概况 . 2 文主要研究内容 . 3 第 2 章 飞行器再入环境及坐标系 . 4 言 . 4 气飞行环境 . 4 行器再入运动学方程 . 7 标系统及坐标变换 . 7 入大气环境及运动方程 . 10 章小结 . 18 第 3 章 飞行器再入约束及仿真 . 19 言 . 19 入约束条件 . 19 载约束 . 19 流约束 . 19 压约束 . 20 翔段约束 . 20 制变量的设置 . 21 角剖面的设置 . 21 动模型 . 22 入走廊的形成和分析 . 23 章小结 . 29 第 4 章 全文总结 . 31 参考文献 . 31 致 谢 . 34 毕业设计小结 . 35 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 1 第 1章 绪论 究背景与意义 再入高超声速飞行器的概念是随着实施空间攻防对抗、空天作战的要求而提出的。随着拦截技术 的发展，导弹防御系统正逐步升级，具备陆、海、空、天“四维一体”的防御能力，对弹道导弹助推段、中段、末段都具有摧毁能力。因此导弹的突防与生存能力面临极大挑战。与此同时，随着近年来全球到达、全球精确打击等任务要求的提出，也迫切地需要建造一种可以从本土发射的，远距离、机动灵活的精确制导武器；因此，有必要发展一种射程远、精度高、机动灵活的新概念武器。传统的弹道导弹具有射程远、飞行速度快、威力大等优点，但是机动能力很差，容易进行导弹拦截；而飞航导弹虽然具有快速反应、机动灵活、打击精度高等优点，但是射程很小，难于满足要 求。在这种指导思想下，结合在轨飞行器再入时的高超声速特性以及升力体式飞行器再入大气时能滑翔飞行、机动性强的特点，提出了空间武器作战平台的概念。滑翔是指具有升力体结构的再入飞行器，通过气动力实现远航程的非弹道机动再入飞行的过程。天基再入高超声速飞行器，是指飞行器从空间武器作战平台上发射再入大气，然后滑翔机动飞行，并最终完成对地面目标点的打击任务。就目前来看，助推 种基于天基作战平台，对地实施精确打击的飞行器，即天基再入高超声速飞行器，适应了全球快速打击与高效突防需求，必 将是未来武器发展的一个重要的方向。 再入大气层的过程，飞行时间较长，飞行速度较高、并且需要机动飞行。由于大气的作用，使得再入飞行器的局部会急剧聚热，从而飞行环境极其复杂这就使得飞行器再入大气进行制导时需要充分考虑热流、过载、动压等约束。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 2 入式 飞行器的发展概况 第二次世界大战以后，超级大国根据战略、战术的需要，集中力量发展了两大类导弹，即弹道式导弹和飞航式导弹。弹道导弹是一个技术密集的复杂系统，具有射程远、威力大、精度高、破坏性强等特点。特别是远程弹道导弹作为国家战略威慑的重要手段，是维护国家权益 的有力保障。飞航导弹是实现“以攻为主”作战思想的主要手段。实战表明，在局部战争、周边战争和突发事件中，飞航导弹是快速进攻性精确制导武器的典型代表，可对敌方实施全天候、全时段、全方位、全空域、全程覆盖、精确打击 1 。然而美国从 1958 年开始研制弹道导弹防御系统 (经过多年不懈的努力，其弹道导弹防御技术已取得了质的飞跃。而且针对中远程弹道导弹的海基中段防御系统、地基中段防御系统的拦截试验已取得多次成功，这对常规弹道式导弹 和飞航式导弹提出了严峻的挑战。同时，现代战争的战例分析表明，那些高空飞行、弹道比较固定的导弹，即使作高超声速飞行，也容易被防空系统击落。例如海湾战争中伊拉克飞毛腿导弹被美国的爱国者导弹击落的战例。 随着拦截技术的发展，导弹防御系统正逐步具备陆、海、空、天“四维一体”对弹道导弹助推段、中段、末段的摧毁能力。弹道导弹的突防与生存能力正面临极大挑战。与此同时，近年来全球到达、全球交战等思想的提出，也迫切地需要建造一种可以从本土发射的，远距离、机动灵活的精确制导武器。而飞航导弹射程较小，也难以满足要求。因此有必要发 展一种非常规弹道、能突破防御系统或航空母舰战斗群防线的精确制导武器。这种武器结合弹道导弹与飞航导弹优点的，射程远、精度高、机动灵活的新概念导弹。近年来，一种基于助推 最早的“跳跃滑翔”概念由德国科学家 20 世纪 30 年代提出。他构想了一种有翼空间飞行器，并取名为“银鸟”。“银鸟”能以 10马赫的超声速滑翔飞行。从 1933 年的“银鸟”飞行器开始， 直致力 于远程助推 引起德国军方的注意。 1944 年，他发表了 长篇报告火箭助推远程轰炸机，具体论述了这种远程助推 3 原理、推进系统、几何外形、任务剖面、导航方案、发射方式和作战模式等。由于此研究处于二战后期，最终只停留于学术研究。战后，这篇报告被多国翻译，并引起了美、苏等超级大国的浓厚兴趣。直至现在，这篇报告也深刻地影响着美、俄等国的航天发展。 二战结束后，美国科学家获取了 相关研究资料。 1946 年，美国成立了一个“高速飞行研究所”，任务就是研究载人高速飞行的课题。研究火箭助推飞行器的先 驱 1950 年开始研制载人跳跃滑翔轰炸机。 1954 年美国空军开始支持这种超声速飞行器的研究，并取名为“ 划。 1955 年 9 月，“ 划扩展为研制一种特殊的超声速侦察机。直至 1957 年，苏联的人造卫星发射上天，刺激了美国政府加快超声速载人飞行器的研制，合并了包括 研究在内的三项超声速飞行器研制计划，发展为后来的“ 划。 此外， 1948 年秋天，钱学森教授在美国火箭学会举行的年会上报告了一种可以完成洲际飞行的火箭助推 的高速运输系统。这就是被称为钱学森弹道的一种助推 一种是由德国科学家 出的一种助推 弹道主要特点是滑翔阶段在大气层边缘跳跃飞行。但这两种弹道的再入滑翔段却不太相同 2 。 道或者再入跳跃滑翔弹道具有一定跳跃、波动幅度的滑翔轨迹；而钱学森弹道或者再入平衡滑翔弹道是一种几乎没有波动的平衡滑翔弹道。 文主要研究内容 1综述再入 飞行器的发展历史和研究背景 。 2建立高超声速飞行器再入时的运动方程；分析飞行器再入时可能会遇到的问题与轨迹设计的难点。分析与探讨飞行器的再入过程中都受到哪些约束。 3生成满足各种约束的再入走廊并分析影响再入走廊形成的因素； 并对其约束基于 真平台进行仿真，完成飞行器再入走廊的设计。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 4 第 2章 飞行器再入环境及坐标系 言 本章作为全文的理论基础和相关知识，主要包括如何建立天基高超声速飞行器的再入运动学模型；探讨本文需要的几个基本概念；分析天基高超声速飞行器再入时可能遇到 的问题；探讨天基高超声速飞行器受到的再入约束和终端约束。 气飞行环境 飞行器 在大气层内飞行时所处的环境条件。包围地球的空气层 (即大气 )是 航空器 的唯一飞行活动环境，也是 导弹 和 航天器 的重要飞行环境。大气层无明显的上限，它的各种特性在铅垂方向上的差异非常明显，例如空气密度随高度增加而很快趋于稀薄。以大气中温度随高度的分布为主要依据，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层（外大气层）等 5个层次（图 1）。航空器的大气飞行环境是对流层和平流层。大气层对飞行有很大影响，恶劣的天气条件会危及飞行安全，大气属性（温度、压力、湿度、风向、风速等）对 飞机飞行性能 和飞行航迹也会产生不同程度的影响（见 大气影响 ）。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 5 图 2流层地球大气中最低的一层。对流层中气温随高度增加而降低，空气的对流运动极为明显，空气温度和湿度的水平分布也很不均匀。对流层的厚度随纬度和季节变化 ,一般低纬度地区平均为 16 18公里 ;中纬度地区平均为 10 12公里；高纬度 地区平均为 8 9公里。就季节而言 ,中国绝大部分地区一般都是夏季对流层厚 ,冬季对流层薄。对流层集中了全部大气约四分之三的质量和几乎全部的水汽，是天气变化最复杂的层次，也是对飞行影响最重要的层次。飞行中所遇到的各种重要天气现象几乎都出现在这一层中，如雷暴、 浓雾、 低云幕、雨、雪、大气湍流 、 风切变 等 。在对流层内 ,按气流和天气现象分布的特点，又可分为下层、中层和上层 3个层次。 （ 1）对流层下层 :又称摩擦层。它的范围自地面到 1 2公里高度。但在各地的实际高度又与地表性质、季节等因素有关。一般说来，其高度在粗糙地表上高于平整地表上，夏季高于冬季（北半球），昼间高于夜间。在下层中，气流受地面摩擦作用很大，风速通常随高度增加而增大。在复杂的地形和恶劣天气条件下，常存在剧烈的气流扰动，威胁着飞行安全。突发的下冲气流和强烈的低空风切变常会引起 飞机 失事。另外，充沛的水汽和尘埃往往导致浓雾和其他恶化 能见度 的西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 6 现象，对飞机的 起飞 和着陆构成严重的障碍。为了确保飞行安全，每个机场都规定有各类飞机的起降气象条件。另外，对流层下层中气温的日变化极为明显，昼夜温差可达 10 40 C。 （ 2）对流层中层：它的底界即摩擦层顶，上界高度约为 6公里 ,这一层受地表的影响远小于摩擦层。大气中云和降水现象大都发生在这一层内。这一层的上部，气压通常只及地面的一半，在那里飞行时需要使用氧气。一般轻型运输机、直升机 等常在这一层中飞行。 （ 3）对流层上层 :它的范围从 6公里高度伸展到对流层的顶部。这一层的气温常年都在 0 水汽含量很少。各种云都由冰晶或过冷却水滴组成。在中纬度和副热带地区，这一层中常有风速等于或大于 30米秒的强风带，即所谓的高空急流。飞机在 急流附近飞行时往往会遇到强烈颠簸，使乘员不适，甚至破坏飞机结构和威胁飞行安全。 此外，在对流层和平流层之间，还有一个厚度为数百米到 1 2公里的过渡层，称为对流层顶。对流层顶对垂直气流有很大的阻挡作用。上升的水汽、尘粒等多聚集其下，那里的能见度往往较差。 平流层位于对流层顶之上，顶界伸展到约 50 55公里。在平流层内，随着高度的增加气温最初保持不变或微有上升，到 25 30公里以上气温升高较快，到了平流层顶气温约升至 270 290K。平流层的这种气温分布特征同它受地面影响小和存在大量臭氧（臭氧能直接吸 收太阳辐射）有关。这一层过去常被称为同温层，实际上指的是平流层的下部。在平流层中，空气的垂直运动远比对流层弱，水汽和尘粒含量也较少，因而气流比较平缓，能见度较佳。对于飞行来说，平流层中气流平稳、空气阻力小是有利的一面，但因空气稀薄，飞行器的稳定性和操纵性恶化，这又是不利的一面。高性能的现代 歼击机和 侦察机 都能在平流层中飞行。随着飞机飞行上限的日益增高和火箭、导弹的发展，对平流层的研究日趋重要。 中间层从平流 层顶大约 50 55公里伸展到 80 85公里高度。这一层的特点是 :气温随高度增加而下降 ,空气有相当强烈的垂直运动。在这一层的顶部气温可低至 160 190K。 热层它的范围是从中间层顶伸展到约 800公里高度。这一层的空气密度很小，声波也难以传播。热层的一个特征是气温随高度增加而上升。另一个重要特西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 7 征是空气处于高度电离状态。热层又在电离层范围内。在电离层中各高度上空气电离的程度是不均匀的，存在着电离强度相对较强的几个层次，如 D、 E、 时 ,在极区常可见到光彩夺目的极光。电离层的变化会影响飞行器的无线电通信 。 散逸层又称逃逸层、外大气层，是地球大气的最外层，位于热层之上。那里的空气极其稀薄，同时又远离地面，受地球的引力作用较小，因而大气分子不断地向星际空间逃逸。航天器脱离这一层后便进入 太空 飞行。 行器再入运动学方程 标系统及坐标变换 为了建立飞行器的运动微分方程，首先给出所选用的坐标系及坐标变换关系： (1) 地心惯性坐标系 Z 1 该坐标系的原点在地心 O 处。 轴在赤道面内指向春分点。 轴垂直于赤道平面，与地球自转轴重合，指向北极星。的方向由右手法则确定。 (2) 地心坐标系 坐标系的原点在地心 O 处。 赤道平面内指向某时刻 常取格林尼治天文台所在子午线）。 垂直于赤道平面，指向北极。 的方向由右手法则确定。显然，该坐标系相对惯性坐标系 Y 1 以地球自转角速度转动 。 (3) 飞行器位置坐标系 坐标系的原点在地心 O 处。 沿地心 M 的连线指向天， 垂直，指向东为正。成直角坐标系。 (4) 飞行器再入坐标系 r z r 该坐标系的原点在地心 O 处。 Ox r 轴沿地心 O 与飞行器大气再入点 E 的连线指向天， 轴在赤道平面与 轴垂直，并指向运动方向。 y r z r 组成直角坐标系。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 8 (5) 体坐标系 M 处。 向头部为正。 -x ty 。 (6) 飞行器的质心速度方向。 向上为正。 vz 推导再入运动学方程需要用到以下的坐标转换：速度坐标系 M 处。 Mx My x 向上为正。 vz 推导再入运动学方程需要用到以下的坐标转换： (1) 位置坐标系转到地心坐标系 纬度为 与赤道平面 夹角，经度 在赤道平面 的投影与 的夹角。 Z Z( y( （经度） Y x(赤道 (纬度 ) X 从位置坐标系转到地心坐标系，那么就该由 绕 y 轴以角速度 逆时针转 角得到 再由 绕新形成的 Z 轴以角速度 顺时针转 角得到 从而可得坐标变换关系为： 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 9 () ()z y (2 展开就可以得到完全关系式： c o s s i n 0 c o s 0 s i ns i n c o s 0 0 1 00 0 1 s i n 0 c o (2 (2) 飞行器再入坐标系到地心坐标系 假设再入点 E 在地心坐标系中的位置为 (r , r )，可知纬度 r 即为 夹角，经度 r 即为 在赤道平面 的投影与的夹角。如图 2 Z M r X r Y 图 2知，参考位置坐标系到地心坐标系的推导，可以得出飞行器再入坐标系到地心坐标系是由 Tr r rx y 时针转过r角得到 y Z，再由 y Z 轴以角速度 。其具体的坐标变换公式为： 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 10 c o s s i n 0 c o s 0 s i ns i n c o s 0 0 1 00 0 1 s i n 0 c o sr r r r rr r rr r (2(3) 位置坐标系到速度坐标系 速度 V( 与当地水平面的夹角我们称为飞行路径角 ，而速度 V 在当地水平面上的投影与纬度切线的夹角则为航向角 。如图 2示。 x M 水平面 z (飞行路径角 ) （航向角） 图 2 ( 首先绕 x 轴以角速度 逆时针转过 角，得到 ( ;再由( 绕 顺时针转过 角，得到 ( ；因此，它们之间的坐标变换关系为： c o s s i n 0 1 0 0s i n c o s 0 0 c o s s i 1 0 s i n c o (2入大气环境及运动方程 为了得到高超声速飞行器载入大气模 型，这里我们将推导飞行器高超声速再入大气的运动方程。我们假设飞行器为质点，且大气层相对地球是静止的，并和地球一起旋转。为了以示区分，这里用 D /示惯性坐标系下的导数， d /北工业大学明德学院本科毕业设计论文 11 0表示相对旋转坐标系下的导数 3 。根据牛顿第二运动定律，可以得到惯性坐标系下的飞行器质心运动方程为： 2 式中 m 飞行器的质量 ( V 速度矢量； F 力矢量。 力矢量 F 是气动力 A、推力 T 和重力 合力，即 F A T m g (2由于任意两个旋转坐标系之间有如下关系： 122 . 1( ) ( ) ()dd wd t d t (2 式中 表示坐标系 2 相对坐标系 1 的角速度。 由于地心坐标系相对惯性坐标系存在角速度 ，所以对任意矢量导数在两坐标系之间存在如下转换关系： ( ) ( ) ()t d t (2 可得飞行器的位置矢量和速度矢量可分别写成： D r dr rD t (2D r d d r d t d t d t d t (2令 得： 22 2 ( )D V d r d r rD t d t d t (2选择地心坐标系为参考坐标系，将式（ 2（ 2入式（ 2可得： 2 ( ) A m g m V (22式中 V 再入飞行器在地心坐标系 下的速度矢量。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 12 可知式（ 2的 V 表示科氏加速度，而 ( r)表示牵连加速度。该方程组等价于六个标量方程。 定义 i , j ,k 分别表示位置坐标系 图 2得： r (2 ( V s i n ) i ( V c o s c o s ) j ( V c o s s i n ) (2 另一方面，角速度 在 面内的分量为： s i n c o (2综合（ 2（ 2得： ( c o s c o s c o s ) ( s i n c o s c o s s i n s i n ) ( c o s s i n c o s )V V i V j V k (2 2 2 2( ) c o s s i n c o sr r i r k (2在合力 F 中，中心引力场的引力在位置系下可以表示成： = r)i (2 式中 g ( r ) 距离的函数。 由于上面得到的矢量方程，为了 得到 标量方程，就必须将推力和气动力分解到位置坐标系 面下。气动力是在弹道系下，可以被分解成方向与速度 V 方向相反的阻力 D 和垂直于速度方向的升力 L。推力是 在体坐标系下，可以被分解成沿速度方向的 沿升力方向的 这里由于偏航角为零，则推力矢量和速度矢量之间的夹角即为攻角 4 。推力的方向就可以通过攻角来确定。将推力分解到速度坐标系下得： (2 再与气动力合并可得气动力和推力的合力在速度坐标系下的表达式： c o ss i L (2 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 13 气动力和推力的合力沿速度方向的分量； 在升阻平面内垂直于速度方向的分量。 由于 ( s i n ) ( c o s c o s ) ( c o s s i n )T T T i F j F k (2可知在平面飞行中，矢量( r , V )平面内的。定义矢量 L 与 ( r , V )平面的夹角为 ，称 为滚转角（即倾斜角）。（ 该分量垂直于速度）和垂直于铅垂面的分量,引入坐标系Mxyz。 该坐标系和 标系是平行的。令1点沿方向，1 方向和1方向，则 Mxyz首先在水平面内以角速度 转过 角，然后在铅垂面以角速度 转过 角，可得到1 1 1转换矩阵方程如下： 1111 0 0 c o s s i n 00 c o s s i n s i n c o s 00 s i n c o s 0 0 1 (2 由上式就可以将为 1 c o s 0 s i n ,所以 s i ns i nc o sc o sc o s()c o sc o s( c o ss i ns i ns i nc o s( (2 至此，在方程（ 2的所有矢量都已经被分解成了在位置坐标系 标系 轴正向转动 角， 然后再沿 Y 轴负向转动 角可得到坐标系 得旋转坐标系 为： 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 14 ( s i n ) ( ) ( c o s )d d di j kd t d t d t （ 2 则 i ,j和 k 关于地心坐标系 ( c o s ) ( )( c o s ) ( s i n )( ) ( s i n )d i d di j kd t d t d td j d dj i kd t d t d td k d dk i jd t d t d t (2对式（ 2行求导可得： ( ) ( c o s ) ( )d r d r d dV i r j r kd t d t d t d t (2根据方程（ 2可以得到 3 个标量方程如下： s i nc o s c o sc o sc o s s i t t r （ 2 这些方程是再入运动学方程。 综合（ 2（ 2得到速度矢量 V 的导数： 22222s i n c o s c o sc o s c o s s i n c o s c o s s i n c o s c o s ( s i n c o s s i n t a n )c o s s i n s i n s i n c o s c o s c o s ( s i n s i n c o s c o s t a n )d V d V d t d t d t d d jd t d t d t d d kd t d t d t r (2 本文研究的飞行速度可以忽略牵连加速度和科氏加速度的影响，即不考虑地球自转的影响，查阅资料得，可将动力学方程化简为变为： 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 15 22s i i o s c o s c o o s c o s t a nc o t t V t V m r （ 2 其中，2得到。 对 于动力飞行段 T 0 时，由于燃料的损耗飞行器变质量的，其变质量方程为： dm g（ 2 式中 T 推力 (N)； c 燃料的特征参数，代表着燃料损耗。 阻力 221212 C C （ 2式中 表示阻力系数； 表示升力系数； 表示大气密度 (3m )。 大气密度 定义成高度的函数，可以写成如下形式： ()d r (2最后，引力加速度 g 具有如下关系： 2002()r （ 2 式中 下标“ 0” 表示海平面。 本文研究的是无推力的升力式再入飞行器进入静止的地球大气的再入问题。综上西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 16 假设： （ 1） 飞行器为无动力返回的质点。 （ 2） 侧滑角 为 0（即侧向力 z =0）。 （ 3） 地球是一个绕自身轴旋转的均匀球体。 （ 4） 大气层 相对地球是静止的并和地球一起旋转，地球大气为指数大气，地球引力场遵循平方反比引力定律。可得出升力式再入飞行器高超声速再入大气的运动学方程如下： 22222s i nc o s c o sc o sc o s s i ns i nc o s ( s i n c o s c o s s i n c o s )1 c o sc o s ( ) 2 c o s s i o s ( c o s c o s s i n s i n c o s )s i n c o s c o s t a nc o t t t t t V 22 ( t a n c o s c o s s i n )s i n s i n c o sc o (2本文研究的飞行问题速度范围可以忽略牵连加速度和科氏惯性力的影响，即不考虑地球自转的影响。可得简化的运动学方程： 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 17 222s i nc o s c o sc o sc o s s i ns i c o sc o s ( )1s i n c o s c o s t a nc o t t t t V r Vd t V r (2式中 r 指地心到飞行器质心的距离 ( 经度 ( 纬度 ( V 速度 (m/s)； 航向角 ( 飞行路径角 ( 倾斜角 (即相当于速度倾斜角。 航向角是当地纬度线与速度矢量在水平面上的投影之间的夹角，从正东反 时针为正 6 ；飞行路径角是速度矢量与当地飞行器再入走廊设计与分析 答辩人：王应超 与业：自劢化 指导老师：石国祥 ： 题目 ：飞行器再入走廊设计不分析 指导思想： 航天飞行器从大气层外迒回地球时，初始再入时本身就具有很高的速度，丏再入过程中其巨大的势能迓要转化为劢能。返种情况下若丌对飞行器的飞行状态迕行控制，使其飞行状态约束在热防护结构、飞行器的过载和劢压所允许的条件下，则飞行器很可能难以安全迒回。飞行器再入过程中要满足的热流、劢压、过载和拟平衡滑翔条件约束共同限制了再入轨迹的可行范围，将再入轨迹限制在一个特定的区域内，即形成所谓的再入走廊。 再入走廊能够非常直观地勾画出满足飞行约束条件的上下边界，可以清楚的看出由飞行约束数学模型转化得到的飞行走廊边界图形，它对开展再入轨迹优化不制导律设计具有非常重要的意义。 目的要求 ： (1) 建立再入飞行约束的数学模型，重点对热流、过载和劢压三类约束迕行数学描述； (2) 推导拟平衡滑翔条件的数学模型； (3) 讨论再入走廊剖面描述方式，将热流、过载、劢压三类约束数学模型和拟平衡滑翔条件转换成再入走廊边界的形式，分析上下边界性质； (4) 对再入走廊范围迕行分析，给出各种约束值不气劢参数发生变化时对再入走廊造成的影响。 研究背景不意义 再入高超声速飞行器的概念是随着实施空间攻防对抗、空天作战的要求而提出的。随着拦截技术的发展，导弹防御系统正逐步升级，具备陆、海、空、天“四维一体”的防御能力，对弹道导弹劣推段、中段、末段都具有摧毁能力。因此导弹的突防不生存能力面临极大挑战。不此同时，随着近年来全球到达、全球精确打击等任务要求的提出，也迫切地需要建造一种可以从本土发射的，迖距离、机劢灵活的精确制导武器；因此，有必要发展一种射程迖、精度高、机劢灵活的新概念武器。传统的弹道导弹具有射程迖、飞行速度快、威力大等优点，但是机劢能力很差，容易迕行导弹拦截；而飞航导弹虽然具有快速反应、机劢灵活、打击精度高等优点，但是射程很小，难于满足要求。在返种指导思想下，结合在轨飞行器再入时的高超声速特性以及升力体式飞行器再入大气时能滑翔飞行、机劢性强的特点，提出了空间武器作战平台的概念。滑翔是指具有升力体结构的再入飞行器，通过气劢力实现迖航程的非弹道机劢再入飞行的过程。天基再入高超声速飞行器，是指飞行器从空间武器作战平台上发射再入大气，然后滑翔机劢飞行，幵最终完成对地面目标点的打击任务。就目前来看，劣推 种基于天基作战平台，对地实施精确打击的飞行器，即天基再入高超声速飞行器，适应了全球快速打击不高效突防需求，必将是未来武器发展的一个重要的方向。 再入大气层的过程，飞行时间较长，飞行速度较高、幵丏需要机劢飞行。由于大气的作用，使得再入飞行器的局部会急剧聚热，从而飞行环境极其复杂返就使得飞行器再入大气迕行制导时需要充分考虑热流、过载、劢压等约束。 主要技术指标 确定再入走廊应充分考虑以下因素： (1) 飞行器再入时气劢加热对热防护系统的影响； (2) 过载对飞行器结构的影响； (3) 劢压对飞行器控制系统和侧向稳定性的影响； (4) 飞行器再入时有充分的机劢能力以满足控制系统的要求。 再入走廊的边界由上述四个因素对应的驻点热流、过载、劢压和拟平衡滑翔条件构成。飞行器再入走廊要根据各类条件约束具体值和给定飞行器气劢参数迕行设计不分析。 本文主要研究内容 1综述再入飞行器的发展历叱和研究背景。 2建立高超声速飞行器再入时的运劢方程；分析飞行器再入时可能会遇到的问题不轨迹设计的难点。分析不探讨飞行器的再入过程中都受到哪些约束。 3生成满足各种约束的再入走廊幵分析影响再入走廊形成的因素； 幵对其约束基于 真平台迕行仿真，完成飞行器再入走廊的设计。 飞行器再入约束 再入约束条件： 再入轨迹受到过载约束、热流约束、劢压约束、滑翔段约束的限制。返些约束转换到速度 过载约束 为了保证飞行器的结构丌遭受破坏幵丏保证飞行器的机劢性，需要对飞行器的过载加以限制。一般弹箭类飞行器都是对法向过载迕行约束，而本文的飞行器为升力体机劢再入飞行器，可能产生较大的过载，影响飞行器的结构安全。 过载约束是指在飞行器的再入过程中，受飞行器结构限制其总过载要小于给定值，如果定义最大允许总过载为 即 a 热流约束 高超声速飞行器过高的速度会导致热流过大，有可能会烧坏飞行器的表面，驻点是飞行器加热较为严重的区域，在飞行走廊设计时通常以驻点热流作为约束条件。再入飞行器再入大气时，其单位表面在单位时间里积累的热量应该小于最大值。在驻点处产生的热流可由下式给出： 式中 常数，其值是； 驻点处飞行器锥头的有效半径，取 R= 大气密度 (kg/； V 速度 ( m/s )。 假设设定的最大热流为 q ,则热流约束条件可表示为： 1 / 2 3 . 0 81 / 2 3 . 0 8v 劢压约束 在飞行力学问题中，劢压是最重要的特征量之一，所有气劢力和力矩都不劢压成比例。高超声速飞行器采用空气舵面对飞行状态迕行控制，为了丌使所需的铰链力矩过大保证飞行器的可操纵性，应该对劢压加以限制。 劢压的计算公式为 单位是 ，若最大劢压为 ，则劢压约束条件可以表示为 21222Nm a v p 滑翔段约束 上述几种约束是由飞行器总体参数以及任务要求决定的，返些是“硬约束”，必须要严格满足。平衡滑翔
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