飛行器再入走廊設(shè)計(jì)與分析,飛行器,再入,走廊,設(shè)計(jì),分析 西北工業(yè)大學(xué)明德學(xué)院本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 題 目 飛行器再入走廊設(shè)計(jì)與分析 專業(yè)名稱 自 動(dòng) 化 學(xué)生姓名 王應(yīng)超 指導(dǎo)教師 石國祥 畢業(yè)時(shí)間 2014年06月 任務(wù)書 一、題目 飛行器再入走廊設(shè)計(jì)與分析 二、指導(dǎo)思想和目的要求 航天飛行器從大氣層外返回地球時(shí)，初始再入時(shí)本身就具有很高的速度，且再入過程中其巨大的勢(shì)能還要轉(zhuǎn)化為動(dòng)能。這種情況下若不對(duì)飛行器的飛行狀態(tài)進(jìn)行控制，使其飛行狀態(tài)約束在熱防護(hù)結(jié)構(gòu)、飛行器的過載和動(dòng)壓所允許的條件下，則飛行器很可能難以安全返回。飛行器再入過程中要滿足的熱流、動(dòng)壓、過載和擬平衡滑翔條件約束共同限制了再入軌跡的可行范圍，將再入軌跡限制在一個(gè)特定的區(qū)域內(nèi)，即形成所謂的再入走廊。 再入走廊能夠非常直觀地勾畫出滿足飛行約束條件的上下邊界，可以清楚的看出由飛行約束數(shù)學(xué)模型轉(zhuǎn)化得到的飛行走廊邊界圖形，它對(duì)開展再入軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)律設(shè)計(jì)具有非常重要的意義。 飛行器再入走廊設(shè)計(jì)與分析的主要目的和要求是： (1) 建立再入飛行約束的數(shù)學(xué)模型，重點(diǎn)對(duì)熱流、過載和動(dòng)壓三類約束進(jìn)行數(shù)學(xué)描述； (2) 推導(dǎo)擬平衡滑翔條件的數(shù)學(xué)模型； (3) 討論再入走廊剖面描述方式，將熱流、過載、動(dòng)壓三類約束數(shù)學(xué)模型和擬平衡滑翔條件轉(zhuǎn)換成再入走廊邊界的形式，分析上下邊界性質(zhì)； (4) 對(duì)再入走廊范圍進(jìn)行分析，給出各種約束值與氣動(dòng)參數(shù)發(fā)生變化時(shí)對(duì)再入走廊造成的影響。 三、主要技術(shù)指標(biāo) 確定再入走廊應(yīng)充分考慮以下因素： (1) 飛行器再入時(shí)氣動(dòng)加熱對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)的影響； (2) 過載對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)的影響； (3) 動(dòng)壓對(duì)飛行器控制系統(tǒng)和側(cè)向穩(wěn)定性的影響； (4) 飛行器再入時(shí)有充分的機(jī)動(dòng)能力以滿足控制系統(tǒng)的要求。 再入走廊的邊界由上述四個(gè)因素對(duì)應(yīng)的駐點(diǎn)熱流、過載、動(dòng)壓和擬平衡滑翔條件構(gòu)成。飛行器再入走廊要根據(jù)各類條件約束具體值和給定飛行器氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì)與分析。 四、進(jìn)度和要求 周 次 設(shè)計(jì)（論文）任務(wù)及要求 1～3 查閱有關(guān)資料和書籍，完成開題報(bào)告 4～5 建立再入飛行約束的數(shù)學(xué)模型 6～8 確定再入走廊形式，由飛行約束確定走廊邊界 9～11 編寫再入走廊生成程序 12～14 根據(jù)給定飛行器參數(shù)和約束條件進(jìn)行仿真 14～15 分析影響再入走廊邊界的因素，撰寫畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 16 整理資料，準(zhǔn)備答辯 五、主要參考書及參考資料 [1] 王威. 高超聲速飛行器滑翔段制導(dǎo)方法研究 [D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué). 2010, 11-20. [2] 王希季, 李頤黎, 周其成 等. 航天器進(jìn)入與返回技術(shù) [M]. 宇航出版社, 1991. [3] 趙漢元. 飛行器再入動(dòng)力學(xué)和制導(dǎo) [M]. 國防科技大學(xué)出版社. 1997. [4] 南英, 呂學(xué)富, 陳士櫓. 航天器的再入走廊及其計(jì)算方法 [J]. 飛行力學(xué). 1993(2), 34-42. [5] 廖海君. 天基再入高超聲速飛行器制導(dǎo)方法研究 [D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué). 2010, 21-23. 學(xué)生 王應(yīng)超 指導(dǎo)教師 石國祥 系主任 史儀凱 摘要 航天飛行器從大氣層外返回地球時(shí)，初始再入時(shí)本身就具有很高的速度，且再入過程中其巨大的勢(shì)能還要轉(zhuǎn)化為動(dòng)能。這種情況下若不對(duì)飛行器的飛行狀態(tài)進(jìn)行控制，使其飛行狀態(tài)約束在熱防護(hù)結(jié)構(gòu)、飛行器的過載和動(dòng)壓所允許的條件下，則飛行器很可能難以安全返回。飛行器再入過程中要滿足的熱流、動(dòng)壓、過載和擬平衡滑翔條件約束共同限制了再入軌跡的可行范圍，將再入軌跡限制在一個(gè)特定的區(qū)域內(nèi)，即形成所謂的再入走廊。再入走廊能夠非常直觀地勾畫出滿足飛行約束條件的上下邊界，可以清楚的看出由飛行約束數(shù)學(xué)模型轉(zhuǎn)化得到的飛行走廊邊界圖形，它對(duì)開展再入軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)律設(shè)計(jì)具有非常重要的意義。 本文介紹了再入飛行器再入大氣環(huán)境，建立運(yùn)動(dòng)方程和坐標(biāo)系。建立了再入飛行器的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。分析了再入過程中可能遇到的問題。完成再入走廊的設(shè)計(jì)并分析了其影響因素。 關(guān)鍵字: 飛行器, 再入軌跡, 約束, 再入走廊 II ABSTRACT Shuttle back to earth from the planet's atmosphere, the initial and trendy itself has the very high speed, and then into the process of its huge potential energy into kinetic energy. This case if no aircraft flight control, make its flight state constraints in the thermal protection structure, aircraft overload and allowed by the dynamic pressure condition, the aircraft is likely to be less safe return. Aircraft to meet in the process of reentry heat flow, dynamic pressure, overload and quasi equilibrium glide conditions to limit the feasible range of reentry trajectory, limit reentry trajectory in a specific area, which formed the so-called reentry corridor. Reentry corridor can fly sketched out very intuitive to satisfy constraints of upper and lower boundary, can see clearly by the mathematical model for the restriction of flight corridor border images, it for reentry trajectory optimization and design of guidance law has very important significance. This paper introduces the reentry spacecraft reentry atmosphere environment, motion equation and the coordinate system is established. The establishment of a reentry vehicle kinematic model. Analyzes the possible problems in the process of reentry. Complete the design of the reentry corridor and its influence factors were analyzed. KEY WORDS: vehicle, reentry trajectory, constraints, the corridor 目錄 摘要 III ABSTRACT IV 第1章 緒論 1 1.1研究背景與意義 1 1.2 再入式飛行器的發(fā)展概況 2 1.3本文主要研究內(nèi)容 3 第2章 飛行器再入環(huán)境及坐標(biāo)系 4 2.1引言 4 2.2大氣飛行環(huán)境 4 2.3飛行器再入運(yùn)動(dòng)學(xué)方程 7 2.3.1 坐標(biāo)系統(tǒng)及坐標(biāo)變換 7 2.3.2 再入大氣環(huán)境及運(yùn)動(dòng)方程 10 2.4 本章小結(jié) 18 第3章 飛行器再入約束及仿真 19 3.1引言 19 3.2 再入約束條件 19 3.2.1 過載約束 19 3.2.2 熱流約束 19 3.2.3 動(dòng)壓約束 20 3.2.4 滑翔段約束 20 3.3控制變量的設(shè)置 21 3.3.1 攻角剖面的設(shè)置 21 3.3.2 氣動(dòng)模型 22 3.4 再入走廊的形成和分析 23 3.5 本章小結(jié) 29 第4章 全文總結(jié) 31 參考文獻(xiàn) 31 致 謝 34 畢業(yè)設(shè)計(jì)小結(jié) 35 IV 8 西北工業(yè)大學(xué)明德學(xué)院本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 第1章 緒論 1.1研究背景與意義 再入高超聲速飛行器的概念是隨著實(shí)施空間攻防對(duì)抗、空天作戰(zhàn)的要求而提出的。隨著攔截技術(shù)的發(fā)展，導(dǎo)彈防御系統(tǒng)正逐步升級(jí)，具備陸、海、空、天“四維一體”的防御能力，對(duì)彈道導(dǎo)彈助推段、中段、末段都具有摧毀能力。因此導(dǎo)彈的突防與生存能力面臨極大挑戰(zhàn)。與此同時(shí)，隨著近年來全球到達(dá)、全球精確打擊等任務(wù)要求的提出，也迫切地需要建造一種可以從本土發(fā)射的，遠(yuǎn)距離、機(jī)動(dòng)靈活的精確制導(dǎo)武器；因此，有必要發(fā)展一種射程遠(yuǎn)、精度高、機(jī)動(dòng)靈活的新概念武器。傳統(tǒng)的彈道導(dǎo)彈具有射程遠(yuǎn)、飛行速度快、威力大等優(yōu)點(diǎn)，但是機(jī)動(dòng)能力很差，容易進(jìn)行導(dǎo)彈攔截；而飛航導(dǎo)彈雖然具有快速反應(yīng)、機(jī)動(dòng)靈活、打擊精度高等優(yōu)點(diǎn)，但是射程很小，難于滿足要求。在這種指導(dǎo)思想下，結(jié)合在軌飛行器再入時(shí)的高超聲速特性以及升力體式飛行器再入大氣時(shí)能滑翔飛行、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)的特點(diǎn)，提出了空間武器作戰(zhàn)平臺(tái)的概念。滑翔是指具有升力體結(jié)構(gòu)的再入飛行器，通過氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)航程的非彈道機(jī)動(dòng)再入飛行的過程。天基再入高超聲速飛行器，是指飛行器從空間武器作戰(zhàn)平臺(tái)上發(fā)射再入大氣，然后滑翔機(jī)動(dòng)飛行，并最終完成對(duì)地面目標(biāo)點(diǎn)的打擊任務(wù)。就目前來看，助推-滑翔再入飛行器的滑翔級(jí)就屬于這個(gè)類型。這種基于天基作戰(zhàn)平臺(tái)，對(duì)地實(shí)施精確打擊的飛行器，即天基再入高超聲速飛行器，適應(yīng)了全球快速打擊與高效突防需求，必將是未來武器發(fā)展的一個(gè)重要的方向。 再入大氣層的過程，飛行時(shí)間較長，飛行速度較高、并且需要機(jī)動(dòng)飛行。由于大氣的作用，使得再入飛行器的局部會(huì)急劇聚熱，從而飛行環(huán)境極其復(fù)雜這就使得飛行器再入大氣進(jìn)行制導(dǎo)時(shí)需要充分考慮熱流、過載、動(dòng)壓等約束。 1.2 再入式飛行器的發(fā)展概況 第二次世界大戰(zhàn)以后，超級(jí)大國根據(jù)戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)的需要，集中力量發(fā)展了兩大類導(dǎo)彈，即彈道式導(dǎo)彈和飛航式導(dǎo)彈。彈道導(dǎo)彈是一個(gè)技術(shù)密集的復(fù)雜系統(tǒng)，具有射程遠(yuǎn)、威力大、精度高、破壞性強(qiáng)等特點(diǎn)。特別是遠(yuǎn)程彈道導(dǎo)彈作為國家戰(zhàn)略威懾的重要手段，是維護(hù)國家權(quán)益的有力保障。飛航導(dǎo)彈是實(shí)現(xiàn)“以攻為主”作戰(zhàn)思想的主要手段。實(shí)戰(zhàn)表明，在局部戰(zhàn)爭(zhēng)、周邊戰(zhàn)爭(zhēng)和突發(fā)事件中，飛航導(dǎo)彈是快速進(jìn)攻性精確制導(dǎo)武器的典型代表，可對(duì)敵方實(shí)施全天候、全時(shí)段、全方位、全空域、全程覆蓋、精確打擊。然而美國從 1958 年開始研制彈道導(dǎo)彈防御系統(tǒng)(BMD)，經(jīng)過多年不懈的努力，其彈道導(dǎo)彈防御技術(shù)已取得了質(zhì)的飛躍。而且針對(duì)中遠(yuǎn)程彈道導(dǎo)彈的?；卸畏烙到y(tǒng)、地基中段防御系統(tǒng)的攔截試驗(yàn)已取得多次成功，這對(duì)常規(guī)彈道式導(dǎo)彈和飛航式導(dǎo)彈提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。同時(shí)，現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的戰(zhàn)例分析表明，那些高空飛行、彈道比較固定的導(dǎo)彈，即使作高超聲速飛行，也容易被防空系統(tǒng)擊落。例如海灣戰(zhàn)爭(zhēng)中伊拉克飛毛腿導(dǎo)彈被美國的愛國者導(dǎo)彈擊落的戰(zhàn)例。 隨著攔截技術(shù)的發(fā)展，導(dǎo)彈防御系統(tǒng)正逐步具備陸、海、空、天“四維一體”對(duì)彈道導(dǎo)彈助推段、中段、末段的摧毀能力。彈道導(dǎo)彈的突防與生存能力正面臨極大挑戰(zhàn)。與此同時(shí)，近年來全球到達(dá)、全球交戰(zhàn)等思想的提出，也迫切地需要建造一種可以從本土發(fā)射的，遠(yuǎn)距離、機(jī)動(dòng)靈活的精確制導(dǎo)武器。而飛航導(dǎo)彈射程較小，也難以滿足要求。因此有必要發(fā)展一種非常規(guī)彈道、能突破防御系統(tǒng)或航空母艦戰(zhàn)斗群防線的精確制導(dǎo)武器。這種武器結(jié)合彈道導(dǎo)彈與飛航導(dǎo)彈優(yōu)點(diǎn)的，射程遠(yuǎn)、精度高、機(jī)動(dòng)靈活的新概念導(dǎo)彈。近年來，一種基于助推-滑翔彈道概念的高超聲速跨大氣層飛行器就成為國內(nèi)外的研究熱點(diǎn)。 最早的“跳躍滑翔”概念由德國科學(xué)家 Eugen Saenger 于 20 世紀(jì) 30 年代提出。他構(gòu)想了一種有翼空間飛行器，并取名為“銀鳥”?！般y鳥”能以 10馬赫的超聲速滑翔飛行。從 1933 年的“銀鳥”飛行器開始，Sanger 一直致力 于遠(yuǎn)程助推-滑翔飛行器的研究，并引起德國軍方的注意。1944 年，他發(fā)表了 長篇報(bào)告《火箭助推遠(yuǎn)程轟炸機(jī)》，具體論述了這種遠(yuǎn)程助推-滑翔飛行器的飛行原理、推進(jìn)系統(tǒng)、幾何外形、任務(wù)剖面、導(dǎo)航方案、發(fā)射方式和作戰(zhàn)模式等。由于此研究處于二戰(zhàn)后期，最終只停留于學(xué)術(shù)研究。戰(zhàn)后，這篇報(bào)告被多國翻譯，并引起了美、蘇等超級(jí)大國的濃厚興趣。直至現(xiàn)在，這篇報(bào)告也深刻地影響著美、俄等國的航天發(fā)展。 二戰(zhàn)結(jié)束后，美國科學(xué)家獲取了 Saenger 的相關(guān)研究資料。1946 年，美國成立了一個(gè)“高速飛行研究所”，任務(wù)就是研究載人高速飛行的課題。研究火箭助推飛行器的先驅(qū) Bell 于 1950 年開始研制載人跳躍滑翔轟炸機(jī)。1954 年美國空軍開始支持這種超聲速飛行器的研究，并取名為“Bomi”計(jì)劃。1955 年9 月，“Bomi”計(jì)劃擴(kuò)展為研制一種特殊的超聲速偵察機(jī)。直至 1957 年，蘇聯(lián)的人造衛(wèi)星發(fā)射上天，刺激了美國政府加快超聲速載人飛行器的研制，合并了包括 Bell 的研究在內(nèi)的三項(xiàng)超聲速飛行器研制計(jì)劃，發(fā)展為后來的“Dyna-soar”計(jì)劃。 此外，1948 年秋天，錢學(xué)森教授在美國火箭學(xué)會(huì)舉行的年會(huì)上報(bào)告了一種可以完成洲際飛行的火箭助推-再入大氣層滑翔機(jī)動(dòng)飛行的高速運(yùn)輸系統(tǒng)。這就是被稱為錢學(xué)森彈道的一種助推-滑翔彈道的形式。另一種是由德國科學(xué)家 Eugen Sanger 提出的一種助推-跳躍滑翔彈道，其彈道主要特點(diǎn)是滑翔階段在大氣層邊緣跳躍飛行。但這兩種彈道的再入滑翔段卻不太相同。Sanger 彈道或者再入跳躍滑翔彈道具有一定跳躍、波動(dòng)幅度的滑翔軌跡；而錢學(xué)森彈道或者再入平衡滑翔彈道是一種幾乎沒有波動(dòng)的平衡滑翔彈道。 1.3本文主要研究內(nèi)容 1．綜述再入飛行器的發(fā)展歷史和研究背景。 2．建立高超聲速飛行器再入時(shí)的運(yùn)動(dòng)方程；分析飛行器再入時(shí)可能會(huì)遇到的問題與軌跡設(shè)計(jì)的難點(diǎn)。分析與探討飛行器的再入過程中都受到哪些約束。 3．生成滿足各種約束的再入走廊并分析影響再入走廊形成的因素； 并對(duì)其約束基于MATLAB 仿真平臺(tái)進(jìn)行仿真，完成飛行器再入走廊的設(shè)計(jì)。 第2章 飛行器再入環(huán)境及坐標(biāo)系 2.1引言 本章作為全文的理論基礎(chǔ)和相關(guān)知識(shí)，主要包括如何建立天基高超聲速飛行器的再入運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；探討本文需要的幾個(gè)基本概念；分析天基高超聲速飛行器再入時(shí)可能遇到的問題；探討天基高超聲速飛行器受到的再入約束和終端約束。 2.2大氣飛行環(huán)境 　飛行器在大氣層內(nèi)飛行時(shí)所處的環(huán)境條件。包圍地球的空氣層(即大氣)是航空器的唯一飛行活動(dòng)環(huán)境，也是導(dǎo)彈和航天器的重要飛行環(huán)境。大氣層無明顯的上限，它的各種特性在鉛垂方向上的差異非常明顯，例如空氣密度隨高度增加而很快趨于稀薄。以大氣中溫度隨高度的分布為主要依據(jù)，可將大氣層劃分為對(duì)流層、平流層、中間層、熱層和散逸層（外大氣層）等5個(gè)層次（圖1）。航空器的大氣飛行環(huán)境是對(duì)流層和平流層。大氣層對(duì)飛行有很大影響，惡劣的天氣條件會(huì)危及飛行安全，大氣屬性（溫度、壓力、濕度、風(fēng)向、風(fēng)速等）對(duì)飛機(jī)飛行性能和飛行航跡也會(huì)產(chǎn)生不同程度的影響（見大氣影響）。 圖2-1 對(duì)流層地球大氣中最低的一層。對(duì)流層中氣溫隨高度增加而降低，空氣的對(duì)流運(yùn)動(dòng)極為明顯，空氣溫度和濕度的水平分布也很不均勻。對(duì)流層的厚度隨緯度和季節(jié)變化,一般低緯度地區(qū)平均為16～18公里;中緯度地區(qū)平均為10～12公里；高緯度地區(qū)平均為8～9公里。就季節(jié)而言,中國絕大部分地區(qū)一般都是夏季對(duì)流層厚,冬季對(duì)流層薄。對(duì)流層集中了全部大氣約四分之三的質(zhì)量和幾乎全部的水汽，是天氣變化最復(fù)雜的層次，也是對(duì)飛行影響最重要的層次。飛行中所遇到的各種重要天氣現(xiàn)象幾乎都出現(xiàn)在這一層中，如雷暴、 濃霧、 低云幕、雨、雪、大氣湍流、風(fēng)切變等。在對(duì)流層內(nèi),按氣流和天氣現(xiàn)象分布的特點(diǎn)，又可分為下層、中層和上層3個(gè)層次。 （1）對(duì)流層下層:又稱摩擦層。它的范圍自地面到1～2公里高度。但在各地的實(shí)際高度又與地表性質(zhì)、季節(jié)等因素有關(guān)。一般說來，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），晝間高于夜間。在下層中，氣流受地面摩擦作用很大，風(fēng)速通常隨高度增加而增大。在復(fù)雜的地形和惡劣天氣條件下，常存在劇烈的氣流擾動(dòng)，威脅著飛行安全。突發(fā)的下沖氣流和強(qiáng)烈的低空風(fēng)切變常會(huì)引起飛機(jī)失事。另外，充沛的水汽和塵埃往往導(dǎo)致濃霧和其他惡化能見度的現(xiàn)象，對(duì)飛機(jī)的起飛和著陸構(gòu)成嚴(yán)重的障礙。為了確保飛行安全，每個(gè)機(jī)場(chǎng)都規(guī)定有各類飛機(jī)的起降氣象條件。另外，對(duì)流層下層中氣溫的日變化極為明顯，晝夜溫差可達(dá)10～40°C。 　?。?）對(duì)流層中層：它的底界即摩擦層頂，上界高度約為6公里,這一層受地表的影響遠(yuǎn)小于摩擦層。大氣中云和降水現(xiàn)象大都發(fā)生在這一層內(nèi)。這一層的上部，氣壓通常只及地面的一半，在那里飛行時(shí)需要使用氧氣。一般輕型運(yùn)輸機(jī)、直升機(jī)等常在這一層中飛行。 　?。?）對(duì)流層上層:它的范圍從6公里高度伸展到對(duì)流層的頂部。這一層的氣溫常年都在0°C以下,水汽含量很少。各種云都由冰晶或過冷卻水滴組成。在中緯度和副熱帶地區(qū)，這一層中常有風(fēng)速等于或大于30米／秒的強(qiáng)風(fēng)帶，即所謂的高空急流。飛機(jī)在急流附近飛行時(shí)往往會(huì)遇到強(qiáng)烈顛簸，使乘員不適，甚至破壞飛機(jī)結(jié)構(gòu)和威脅飛行安全。 　　此外，在對(duì)流層和平流層之間，還有一個(gè)厚度為數(shù)百米到1～2公里的過渡層，稱為對(duì)流層頂。對(duì)流層頂對(duì)垂直氣流有很大的阻擋作用。上升的水汽、塵粒等多聚集其下，那里的能見度往往較差。 　　平流層位于對(duì)流層頂之上，頂界伸展到約50～55公里。在平流層內(nèi)，隨著高度的增加氣溫最初保持不變或微有上升，到25～30公里以上氣溫升高較快，到了平流層頂氣溫約升至 270～290K。平流層的這種氣溫分布特征同它受地面影響小和存在大量臭氧（臭氧能直接吸收太陽輻射）有關(guān)。這一層過去常被稱為同溫層，實(shí)際上指的是平流層的下部。在平流層中，空氣的垂直運(yùn)動(dòng)遠(yuǎn)比對(duì)流層弱，水汽和塵粒含量也較少，因而氣流比較平緩，能見度較佳。對(duì)于飛行來說，平流層中氣流平穩(wěn)、空氣阻力小是有利的一面，但因空氣稀薄，飛行器的穩(wěn)定性和操縱性惡化，這又是不利的一面。高性能的現(xiàn)代殲擊機(jī)和偵察機(jī)都能在平流層中飛行。隨著飛機(jī)飛行上限的日益增高和火箭、導(dǎo)彈的發(fā)展，對(duì)平流層的研究日趨重要。 　　中間層從平流層頂大約50～55公里伸展到80～85公里高度。這一層的特點(diǎn)是:氣溫隨高度增加而下降,空氣有相當(dāng)強(qiáng)烈的垂直運(yùn)動(dòng)。在這一層的頂部氣溫可低至160～190K。 　　熱層它的范圍是從中間層頂伸展到約 800公里高度。這一層的空氣密度很小，聲波也難以傳播。熱層的一個(gè)特征是氣溫隨高度增加而上升。另一個(gè)重要特征是空氣處于高度電離狀態(tài)。熱層又在電離層范圍內(nèi)。在電離層中各高度上空氣電離的程度是不均勻的，存在著電離強(qiáng)度相對(duì)較強(qiáng)的幾個(gè)層次，如D、E、F層。有時(shí),在極區(qū)?？梢姷焦獠蕣Z目的極光。電離層的變化會(huì)影響飛行器的無線電通信。 　　散逸層又稱逃逸層、外大氣層，是地球大氣的最外層，位于熱層之上。那里的空氣極其稀薄，同時(shí)又遠(yuǎn)離地面，受地球的引力作用較小，因而大氣分子不斷地向星際空間逃逸。航天器脫離這一層后便進(jìn)入太空飛行。 2.3飛行器再入運(yùn)動(dòng)學(xué)方程 2.3.1 坐標(biāo)系統(tǒng)及坐標(biāo)變換 為了建立飛行器的運(yùn)動(dòng)微分方程，首先給出所選用的坐標(biāo)系及坐標(biāo)變換關(guān)系： (1) 地心慣性坐標(biāo)系O-X Y Z 該坐標(biāo)系的原點(diǎn)在地心 O 處。OX 軸在赤道面內(nèi)指向春分點(diǎn)。OZ 軸垂直于赤道平面，與地球自轉(zhuǎn)軸重合，指向北極星。OY軸的方向由右手法則確定。 (2) 地心坐標(biāo)系 O-XYZ 該坐標(biāo)系的原點(diǎn)在地心 O 處。OX 在赤道平面內(nèi)指向某時(shí)刻t的起始子午線（通常取格林尼治天文臺(tái)所在子午線）。 OZ 軸垂直于赤道平面，指向北極。OY軸的方向由右手法則確定。顯然，該坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系O-X Y Z 以地球自轉(zhuǎn)角速度Ω轉(zhuǎn)動(dòng) 。 (3) 飛行器位置坐標(biāo)系 O-xyz 該坐標(biāo)系的原點(diǎn)在地心 O 處。Ox 軸沿地心 O與飛行器質(zhì)心 M 的連線指向天，Oy軸在赤道平面與 Ox 軸垂直，指向東為正。O-xyz 組成直角坐標(biāo)系。 (4) 飛行器再入坐標(biāo)系O-x y z 該坐標(biāo)系的原點(diǎn)在地心 O 處。Ox 軸沿地心O與飛行器大氣再入點(diǎn)E的連線指向天，Oy 軸在赤道平面與Ox 軸垂直，并指向運(yùn)動(dòng)方向。O-x y z 組成直角坐標(biāo)系。 (5) 體坐標(biāo)系M-x y z該坐標(biāo)系的原點(diǎn)在飛行器的質(zhì)心 M 處。Mx軸與飛行器縱軸重合，指向頭部為正。 My軸在飛行器的縱向?qū)ΨQ面與Mx軸垂直。M-x y z組成右手直角坐標(biāo)系 。 (6) 飛行器的質(zhì)心速度方向。My 軸位于彈體縱向?qū)ΨQ面內(nèi)且垂直于Mx 軸，指向上為正。M-x y z 組成右手直角坐標(biāo)系。為推導(dǎo)再入運(yùn)動(dòng)學(xué)方程需要用到以下的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換：速度坐標(biāo)系M-x y z 該坐標(biāo)系的原點(diǎn)在飛行器質(zhì)心 M 處。Mx 軸沿飛行器的質(zhì)心速度方向。My 軸位于彈體縱向?qū)ΨQ面內(nèi)且垂直于Mx 軸，指向上為正。M-x y z 組成右手直角坐標(biāo)系。為推導(dǎo)再入運(yùn)動(dòng)學(xué)方程需要用到以下的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換： (1) 位置坐標(biāo)系轉(zhuǎn)到地心坐標(biāo)系 緯度為 Ox 軸與赤道平面OXY 的夾角，經(jīng)度θOx 軸在赤道平面OXY 上的投影與Ox 軸的夾角。 Z Z(z) y(y) （經(jīng)度） Y x(x) 赤道 (緯度) X x 圖2-2 要從位置坐標(biāo)系轉(zhuǎn)到地心坐標(biāo)系，那么就該由先繞 y 軸以角速度 逆時(shí)針轉(zhuǎn)角得到 ，再由 繞新形成的Z軸以角速度θ順時(shí)針轉(zhuǎn)θ 角得到 。從而可得坐標(biāo)變換關(guān)系為： (2-1) 展開就可以得到完全關(guān)系式： (2-2) (2) 飛行器再入坐標(biāo)系到地心坐標(biāo)系 假設(shè)再入點(diǎn) E 在地心坐標(biāo)系中的位置為(θ,)，可知緯度即為Ox軸與赤道平面OXY 的夾角，經(jīng)度θ即為Ox軸在赤道平面 OXY 上的投影與Ox軸的夾角。如圖 2-1。 Zr Z M θ X y x Y x 圖2-3 可知，參考位置坐標(biāo)系到地心坐標(biāo)系的推導(dǎo)，可以得出飛行器再入坐標(biāo)系到地心坐標(biāo)系是由先繞軸以角速度順時(shí)針轉(zhuǎn)過角得到，再由繞新生成的 Z 軸以角速度θ順時(shí)針轉(zhuǎn)過θ角得到 。其具體的坐標(biāo)變換公式為： (2-3) (3) 位置坐標(biāo)系到速度坐標(biāo)系 速度V( Mx) 與當(dāng)?shù)厮矫娴膴A角我們稱為飛行路徑角γ，而速度V 在當(dāng)?shù)厮矫嫔系耐队芭c緯度切線的夾角則為航向角Ψ 。如圖 2-3 所示。 γ x y 鉛垂面 -z Ψ M 水平面 z γ(飛行路徑角) z Ψ y Y （航向角） 圖2-4 由(xyz) 首先繞 x 軸以角速度Ψ逆時(shí)針轉(zhuǎn)過Ψ角，得到(xy-z);再由(xy-z)繞-z軸以角速度γ順時(shí)針轉(zhuǎn)過γ角，得到 (-z) ；因此，它們之間的坐標(biāo)變換關(guān)系為： (2-4) 2.3.2 再入大氣環(huán)境及運(yùn)動(dòng)方程 為了得到高超聲速飛行器載入大氣模型，這里我們將推導(dǎo)飛行器高超聲速再入大氣的運(yùn)動(dòng)方程。我們假設(shè)飛行器為質(zhì)點(diǎn)，且大氣層相對(duì)地球是靜止的，并和地球一起旋轉(zhuǎn)。為了以示區(qū)分，這里用 D /Dt 表示慣性坐標(biāo)系下的導(dǎo)數(shù)， d /dt 表示相對(duì)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的導(dǎo)數(shù)。根據(jù)牛頓第二運(yùn)動(dòng)定律，可以得到慣性坐標(biāo)系下的飛行器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程為： (2-5) 式中 m ——飛行器的質(zhì)量(kg)； V ——速度矢量； F ——力矢量。 力矢量 F 是氣動(dòng)力 A、推力T 和重力mg 的合力，即 (2-6) 由于任意兩個(gè)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系之間有如下關(guān)系： (2-7) 式中w——表示坐標(biāo)系 2 相對(duì)坐標(biāo)系 1 的角速度。 由于地心坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系存在角速度 Ω，所以對(duì)任意矢量導(dǎo)數(shù)在兩坐標(biāo)系之間存在如下轉(zhuǎn)換關(guān)系： (2-8) 可得飛行器的位置矢量和速度矢量可分別寫成： (2-9) (2-10) 令 得： (2-11) 選擇地心坐標(biāo)系為參考坐標(biāo)系，將式（2-5）、（2-11）代入式（2-6），可得： (2-12) (2-13) 式中 V ——再入飛行器在地心坐標(biāo)系下的速度矢量。 可知式（2-11）中的 -2Ω×V表示科氏加速度，而-Ω×(Ω×r)表示牽連加速度。該方程組等價(jià)于六個(gè)標(biāo)量方程。 定義 i , j ,k 分別表示位置坐標(biāo)系O-xyz的三個(gè)軸的單位矢量，如圖 2-4，可得： (2-14) (2-15) 另一方面，角速度 在O-xz 平面內(nèi)的分量為： (2-16) 綜合（2-15）和（2-16）可得： (2-17) (2-18) 在合力 F 中，中心引力場(chǎng)的引力在位置系下可以表示成： mg = mg ( r)i (2-19) 式中 g ( r )——距離的函數(shù)。 由于上面得到的矢量方程，為了得到標(biāo)量方程，就必須將推力和氣動(dòng)力分解到位置坐標(biāo)系O-xyz平面下。氣動(dòng)力是在彈道系下，可以被分解成方向與速度V 方向相反的阻力 D和垂直于速度方向的升力 L。推力是在體坐標(biāo)系下，可以被分解成沿速度方向的TT 和沿升力方向的NT 。這里由于偏航角為零，則推力矢量和速度矢量之間的夾角即為攻角。推力的方向就可以通過攻角來確定。將推力分解到速度坐標(biāo)系下得： (2-20) 再與氣動(dòng)力合并可得氣動(dòng)力和推力的合力在速度坐標(biāo)系下的表達(dá)式： (2-21) ——?dú)鈩?dòng)力和推力的合力沿速度方向的分量； ——在升阻平面內(nèi)垂直于速度方向的分量。 由于 在速度坐標(biāo)系下，將轉(zhuǎn)換到位置坐標(biāo)系下表示： (2-22) 可知在平面飛行中，矢量 是在 ( r , V )平面內(nèi)的。定義矢量 L 與 ( r , V )平面的夾角為，稱為滾轉(zhuǎn)角（即傾斜角）。被分解成鉛垂面內(nèi)的分量cos（該分量垂直于速度）和垂直于鉛垂面的分量sin,引入坐標(biāo)系Mx'y'z'。 該坐標(biāo)系和O-xyz坐標(biāo)系是平行的。令從M點(diǎn)沿cos方向，沿V 方向和沿sin方向，則Mx'y'z'首先在水平面內(nèi)以角速度轉(zhuǎn)過角，然后在鉛垂面以角速度轉(zhuǎn)過角，可得到坐標(biāo)系。其轉(zhuǎn)換矩陣方程如下： (2-23) 由上式就可以將從速度坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到位置坐標(biāo)系。因?yàn)榈姆至吭谧鴺?biāo)系中是,所以在位置坐標(biāo)系下的表示： (2-24) 至此，在方程（2-34）中的所有矢量都已經(jīng)被分解成了在位置坐標(biāo)系O-xyz中的分量。坐標(biāo)系O-XYZ沿Z軸正向轉(zhuǎn)動(dòng)角，然后再沿 Y 軸負(fù)向轉(zhuǎn)動(dòng)角可得到坐標(biāo)系O-xyz?？傻眯D(zhuǎn)坐標(biāo)系O-xyz的角速度 ?為： （2-25） 則 i ,j和k 關(guān)于地心坐標(biāo)系OXYZ下的時(shí)間導(dǎo)數(shù)為： (2-26) 對(duì)式（2-34）進(jìn)行求導(dǎo)可得： (2-27) 根據(jù)方程（2-36），可以得到 3 個(gè)標(biāo)量方程如下： （2-28） 這些方程是再入運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。 綜合（2-15）和（2-26）可得到速度矢量V 的導(dǎo)數(shù)： (2-29) 本文研究的飛行速度可以忽略牽連加速度和科氏加速度的影響，即不考慮地球自轉(zhuǎn)的影響，查閱資料得，可將動(dòng)力學(xué)方程化簡為變?yōu)椋? （2-30） 其中，和已經(jīng)在方程（2-42）中得到。 對(duì)于動(dòng)力飛行段 T 0時(shí)，由于燃料的損耗飛行器變質(zhì)量的，其變質(zhì)量方程為： （2-31） 式中 T ——推力(N)； c ——燃料的特征參數(shù)，代表著燃料損耗。 阻力 D和升力 L具有如下表達(dá)式 （2-32) 式中 ——表示阻力系數(shù)； ——表示升力系數(shù)； ——表示大氣密度(kg/)。 大氣密度定義成高度的函數(shù)，可以寫成如下形式： (2-33) 最后，引力加速度 g 具有如下關(guān)系： （2-34） 式中 下標(biāo)“0”——表示海平面。 本文研究的是無推力的升力式再入飛行器進(jìn)入靜止的地球大氣的再入問題。綜上假設(shè)： （1） 飛行器為無動(dòng)力返回的質(zhì)點(diǎn)。 （2） 側(cè)滑角為 0（即側(cè)向力 z =0）。 （3） 地球是一個(gè)繞自身軸旋轉(zhuǎn)的均勻球體。 （4） 大氣層相對(duì)地球是靜止的并和地球一起旋轉(zhuǎn)，地球大氣為指數(shù)大氣，地球引力場(chǎng)遵循平方反比引力定律?？傻贸錾κ皆偃腼w行器高超聲速再入大氣的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程如下： (2-35) 本文研究的飛行問題速度范圍可以忽略牽連加速度和科氏慣性力的影響，即不考慮地球自轉(zhuǎn)的影響?？傻煤喕倪\(yùn)動(dòng)學(xué)方程： (2-36) 式中 r ——指地心到飛行器質(zhì)心的距離(km)； q ——經(jīng)度(deg)； f ——緯度(deg)； V——速度(m/s)； y ——航向角(deg)； g ——飛行路徑角(deg)。 s ——傾斜角(deg)，即相當(dāng)于速度傾斜角。 航向角是當(dāng)?shù)鼐暥染€與速度矢量在水平面上的投影之間的夾角，從正東反 時(shí)針為正；飛行路徑角是速度矢量與當(dāng)?shù)厮矫嬷g的夾角；引力加速度 g 由 下式計(jì)算： (2-37) 式中 m ——引力常數(shù)； M ——地球質(zhì)量(kg)。 定義的阻力加速度D和升力 L具有如下表達(dá)式： (2-38) 式中 ——海平面的密度(kg/)，取= 1.752； r ——指飛行器到地心的距離(km)； ——地球半徑，取=6378km； ——標(biāo)量高度系數(shù)，取 =6700。 2.4 本章小結(jié) 本章主要是對(duì)再入的一些基本理論進(jìn)行研究，介紹了飛行器再入環(huán)境，即大氣環(huán)境。為下文再入走廊的設(shè)計(jì)做好基礎(chǔ)。定義了再入運(yùn)動(dòng)的坐標(biāo)系和坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)化，建立了再入高超聲速飛行器再入大氣的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。 第3章 飛行器再入約束及仿真 3.1引言 飛行器的再入走廊生成的主要挑戰(zhàn)是設(shè)計(jì)一個(gè)滿足所有狀態(tài)和控制約束的通道。這里將對(duì)約束條件進(jìn)行仿真形成飛行再入走廊。 3.2 再入約束條件 再入軌跡受到過載約束、熱流約束、動(dòng)壓約束、滑翔段約束的限制。這些約束轉(zhuǎn)換到速度-高度坐標(biāo)系就形成了再入走廊。 3.2.1 過載約束 為了保證飛行器的結(jié)構(gòu)不遭受破壞并且保證飛行器的機(jī)動(dòng)性，需要對(duì)飛行器的過載加以限制。一般彈箭類飛行器都是對(duì)法向過載進(jìn)行約束，而本文的飛行器為升力體機(jī)動(dòng)再入飛行器，可能產(chǎn)生較大的過載，影響飛行器的結(jié)構(gòu)安全。 過載約束是指在飛行器的再入過程中，受飛行器結(jié)構(gòu)限制其總過載要小于給定值，如果定義最大允許總過載為即 (3-1) 3.2.2 熱流約束 高超聲速飛行器過高的速度會(huì)導(dǎo)致熱流過大，有可能會(huì)燒壞飛行器的表面，駐點(diǎn)是飛行器加熱較為嚴(yán)重的區(qū)域，在飛行走廊設(shè)計(jì)時(shí)通常以駐點(diǎn)熱流作為約束條件。再入飛行器再入大氣時(shí)，其單位表面在單位時(shí)間里積累的熱量應(yīng)該小于最大值。在駐點(diǎn)處產(chǎn)生的熱流可由下式給出： (3-2) 式中 K ——常數(shù)，其值是； R ——駐點(diǎn)處飛行器錐頭的有效半徑，取 R=0.1m； ρ ——大氣密度(kg/km )； v ——速度( m/s )。 假設(shè)設(shè)定的最大熱流為q ,則熱流約束條件可表示為： (3-3) 3.2.3 動(dòng)壓約束 在飛行力學(xué)問題中，動(dòng)壓是最重要的特征量之一，所有氣動(dòng)力和力矩都與動(dòng)壓成比例。高超聲速飛行器采用空氣舵面對(duì)飛行狀態(tài)進(jìn)行控制，為了不使所需的鉸鏈力矩過大保證飛行器的可操縱性，應(yīng)該對(duì)動(dòng)壓加以限制。 動(dòng)壓的計(jì)算公式為 單位是 N/m，若最大動(dòng)壓為p ，則動(dòng)壓約束條件可以表示為： (3-4) 3.2.4 滑翔段約束 上述幾種約束是由飛行器總體參數(shù)以及任務(wù)要求決定的，這些是“硬約束”，必須要嚴(yán)格滿足。平衡滑翔約束是一種考慮飛行器控制能力的“軟約束”，理想的再入軌道應(yīng)該是無跳躍現(xiàn)象且軌道傾角變化平滑。但在實(shí)際再入過程中，飛行器的再入軌道會(huì)出現(xiàn)振蕩型跳躍現(xiàn)象。為減少這種跳躍，即保證飛行器不再跳出大氣層。當(dāng)航跡角很小的時(shí)候，它的導(dǎo)數(shù)也幾乎為零，即，cos γ ≈ 1和 γ ≈ 0，在忽略地球自轉(zhuǎn)的同時(shí)可以得出無量綱式平行滑翔條件約束為： (3-5) 這個(gè)約束稱為“近似平衡滑翔條件”。其中為恒定傾斜角。由于在再入軌道的主要部分地球自轉(zhuǎn)影響很小且飛行路徑角也很小，近似平衡滑翔條件可以近似地表示真實(shí)的飛行路徑角運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。 這一約束可以確保再入飛行器飛行至軌道終端時(shí)，速度矢量在一個(gè)允許的誤差范圍內(nèi)始終指向目標(biāo)點(diǎn)。 3.3控制變量的設(shè)置 上文已經(jīng)提到飛行器再入制導(dǎo)的兩個(gè)控制變量是[α 0]，但并沒有就為何如此選取作闡述。事實(shí)上，控制變量可以有多種選取方法。比如，可以取速度V 為獨(dú)立變量，還可以取時(shí)間t為獨(dú)立變量等。但通常都是選取[α 0]作為控制變量。取攻角α作為控制變量可以很直觀的通過控制攻角的大小來改變氣動(dòng)力進(jìn)而達(dá)到控制軌跡的目的，并且可以容易通過定性和定量分析得到其變化趨勢(shì)。 3.3.1 攻角剖面的設(shè)置 再入飛行器與所有的再入大氣飛行器一樣，熱防護(hù)是其一項(xiàng)很重要的考慮因素。通常，在再入的初始階段采用大攻角飛行，可以減輕防熱系統(tǒng)的負(fù)擔(dān)。雖然飛行器再入進(jìn)入高熱流區(qū)時(shí)，攻角越大產(chǎn)生的熱量越高，但是由于攻角很大，飛行器的飛行速度下降很快，其停留在高熱流區(qū)域的時(shí)間很短。采用下攻角再入時(shí)，單位時(shí)間產(chǎn)生的熱量雖然有所下降，但是其停留在高熱流區(qū)的時(shí)間卻大大的增加了，產(chǎn)生的總的熱量反而更高。采用小攻角再入也有一定的好處，比如由于飛行速度下降很慢，使得飛行時(shí)間相應(yīng)增加，從而可以增加飛行器的橫向機(jī)動(dòng)能力。在 3.2 節(jié)中已經(jīng)進(jìn)行了詳細(xì)的探討。因此攻角的選擇要權(quán)衡任務(wù)的需求，即平衡熱流約束和橫向機(jī)動(dòng)能力的要求。 圖3-1 3.3.2 氣動(dòng)模型 為了驗(yàn)證本文的制導(dǎo)算法，采用零推力滑翔高升阻比飛行器 CAV-L 的相關(guān)參數(shù)數(shù)據(jù)。相應(yīng)的氣動(dòng)參數(shù)如表 3-2 所示。CAV 的質(zhì)量為 816.48kg，有效參考面積為 0.32258m ，最大升阻比為 2.4。 升力系數(shù)（） 馬赫數(shù) 攻角 3.5 5 8 15 20 23 0.3401 0.3264 0.3108 0.2856 0.2760 0.2739 0.5786 0.5358 0.4883 0.4491 0.4349 0.4319 0.7975 0.7291 0.6713 0.6137 0.5975 0.5966 阻力系數(shù)（） 馬赫數(shù) 攻角 3.5 5 8 15 20 23 0.1838 0.1483 0.1295 0.1226 0.1210 0.1217 0.2691 0.2505 0.2308 0.2178 0.2150 0.2159 0.4197 0.3861 0.3599 0.3388 0.3370 0.3409 圖 3-2 計(jì)算氣動(dòng)力還需要建立大氣密度與聲速模型。標(biāo)準(zhǔn)大氣表是以實(shí)際大氣特征的統(tǒng)計(jì)平均溫度值為基礎(chǔ)，并結(jié)合一定的近似數(shù)值計(jì)算所形成的。本文采用的大氣模型為“準(zhǔn)等溫”大氣模型。通過曲線擬合的方式，可以得到任意高度的升阻力系數(shù)。 3.4 再入走廊的形成和分析 在3.1節(jié)中已經(jīng)提到了再入軌跡的各種約束條件。其中過載約束、熱流約束、動(dòng)壓約束還有滑翔段形成再入軌跡的許可范圍，即再入走廊。再入走廊的上邊界是指航天器在各種約束下，最平緩的飛行軌跡。它對(duì)應(yīng)著最長的航程和最大的總加熱量。再入走廊的下邊界是指航天器在各種約束條件下，最陡的飛行軌跡。它對(duì)應(yīng)著最短的航程及最大的氣動(dòng)加熱峰值。其中過載約束、熱流約束、動(dòng)壓約束必須嚴(yán)格執(zhí)行，稱為“硬約束”?；瓒渭s束則稱為“軟約束”。 前文已經(jīng)提到，忽略地球自轉(zhuǎn)的情況下，再入走廊邊界的數(shù)學(xué)模型如下 (3-6) (3-7) (3-8) (3-9) (3-10) 要想確定再入飛行器的再入走廊，首先需要確定再入時(shí)的控制量攻角曲線。攻角的選取滿足： (3-11) 確定攻角曲線后，將式（3-1）轉(zhuǎn)換到高度-速度剖面內(nèi)，就可以的得到飛行走廊圖如圖 3-1。 圖3-3 圖 3-3 中，約束值分別取的是 n=4 , q=1780 kw/m , P=200kpa 。從圖中，可以看到近似平衡滑翔條件形成了軌跡的上邊界，而過載、動(dòng)壓、熱流約束形成軌跡的下邊界。為了分析各個(gè)因素對(duì)再入走廊的影響，在攻角曲線相同的情況下，再取一組數(shù)據(jù) n=3 , q=1500 kw/m , P=100kpa 。，進(jìn)行仿真。仿真如圖 3-4 所示。 圖3-4 我們可以將兩組約束放在一起來更為直觀地比較，仿真結(jié)果如圖3-5所示。 圖3-5 從圖 3-5 中很明顯可以看到，在飛行器進(jìn)入大氣層的初始階段，熱流約束為再入走廊下邊界主要約束，且隨著最大熱流的升高，會(huì)拓寬再入走廊的下邊界；在高度下降到 30km 左右往下，過載和動(dòng)壓約束對(duì)下邊界起主要約束，二者的變化趨勢(shì)相同，都會(huì)隨著最大允許值的增大而拓寬再入走廊的下邊界；再入走廊的上邊界依然是近似平衡滑翔條件確定，且隨著升力系數(shù)的增大，會(huì)拓寬上邊界。 為了分析攻角對(duì)再入走廊的影響。在其他情況和第一組數(shù)據(jù)相同的情況下，對(duì)攻角曲線進(jìn)行重新設(shè)計(jì)。在原有飛行器氣動(dòng)外形相同的情況下，恰當(dāng)進(jìn)行增減，可得方程如下： (3-12) (3-13) 仿真圖如圖 3-6，3-7 所示。 圖3-6 圖3-7 從圖 3-5,3-6可知，攻角的提高會(huì)拓寬再入走廊的近似平衡滑翔邊界和過載邊界，使可飛行的區(qū)域增大；在相同的氣動(dòng)外形下，攻角越大，升力系數(shù)越大。D但是再入飛行器受到自身結(jié)構(gòu)和防熱性能的制約，攻角越大，引起的局部聚熱也越大；而攻角過小，再入走廊上邊界會(huì)變窄，甚至可能出現(xiàn)