一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法，能够提高亚轨道飞行器的横向调整能力。

采用调整速度倾侧角σ的方式对飞行器进行横向调整时，对于相同的速度倾侧角σ，其加入时刻越早，则飞行器的横向调整的能力越强(因为飞行器再入过程中，其飞行速度一直在减小)。需要注意的是，加入速度倾侧角σ，改变飞行器升力方向后，飞行器竖直方向的升力分量减少，将使得飞行器更快的下落，导致其法向过载增加。由于亚轨道飞行器具有法向过载较大的特性，过早进行横向调整将极有可能导致法向过载超出约束值。因此，本发明实施例所述方法，就是在实现亚轨道飞行器法向过载动平衡的基础上，找到合适的最早横向调整时刻，使得在该最早横向调整时刻，加入飞行器速度倾侧角σ，进行亚轨道飞行器的横向调整，能够提高亚轨道飞行器的横向调整能力，且不会导致亚轨道飞行器的法向过载超出约束值。

飞行器的再入飞行过程中，其法向过载一般可以表达为：

$N_n=\frac{F_n}{G}=\frac{L\cos \alpha +D\sin \alpha }{G}=\frac{{\mathrm{\rho V}}^2(C_l\cos \alpha +C_d\sin \alpha )}{2G}---\left(1\right)$

其中，N_n为飞行器法向过载值；F_n为飞行器所受的气动力F在飞行器机体上的法向分量；L为气动升力；D为气动阻力；V为飞行器飞行速度；ρ为大气密度；α为攻角值；G为飞行器所受重力，等于飞行器质量与当地重力加速度的乘积。

由式(1)可见，飞行器法向过载值N_n与速度V的平方呈正相关，速度V减小将有效减小法向过载值N_n。因此为得到最早进行横向调整的时刻，需要设计攻角使得飞行器在法向过载约束范围内的最快的速度衰减，从物理规律可知，当飞行器所受到的气动阻力越高，其减速效果越好。显而易见的是，飞行器所受的气动力F在飞行器机体上的法向分量F_n与气动阻力D呈正相关，即法向过载值N_n与气动阻力D呈正相关。因此，如果亚轨道飞行器再入中维持以法向过载约束限制值进行再入飞行的话，其对应的速度衰减最快，且再入过程的法向过载满足约束条件。所以，为获取最早进行横向调整的时刻，其攻角设计需实现亚轨道飞行器的法向过载在其法向过载约束限制值附近维持动态平衡。

在亚轨道飞行器再入飞行过程中，其气动力可近似表达为：

$\left(\begin{array}{c}F=\sqrt{L^2+D^2}\\ L=\frac{1}{2}{\mathrm{\rho v}}^{2}S*\mathrm{cl}\\ D=\frac{1}{2}{\mathrm{\rho v}}^{2}S*\mathrm{cd}\end{array}\right)---\left(2\right)$

其中，F为飞行器所受的气动力；L为气动升力；D为气动阻力；S为飞行器参考面积；V为飞行器飞行速度；ρ为大气密度；cl、cd为气动参数，分别为升力系数和阻力系数，均与攻角大小正相关。

根据公式(2)可知，由于气动参数cl、cd与攻角正相关，攻角的减小会引起气动力F的减小；飞行器飞行速度V的减小也会引起气动力F减小。而飞行器再入过程中，随着高度的迅速下降，大气密度ρ呈指数型增加，使得气动力迅速增加。

现有攻角设计方法中，将攻角设计为速度的一次函数。当攻角下降斜率较小时，由于气动参数cl和cd与攻角呈正相关，较大的气动参数使得飞行器再入前期受到较大的气动力F，飞行速度V迅速降低，其法向过载呈现“单峰”特点；当攻角下降斜率较大时，气动参数cl和cd迅速减小，在一定程度上补偿了增大的大气密度ρ对气动力F的影响，但是，由于再入前期没有得到足够的速度衰减，飞行器进入稠密大气后，其法向过载将再次快速增加，呈现“双峰”特点。

本发明实施例所述方法，通过调整攻角，使得由攻角减小引起的气动力F减小、飞行速度V衰减引起的气动力F减小、和大气密度ρ增加引起的气动力F增加在飞行器机体法向上达到平衡，使得法向过载在某一设定值附近小幅度波动，使得法向过载由单/双峰变为平峰，实现法向过载动平衡过程。

飞行器再入过程中法向过载的一般可以表达为：

$N_n=\frac{F_n}{G}=\frac{L\cos \alpha +D\sin \alpha }{G}=\frac{{\mathrm{\rho V}}^2(C_l\cos \alpha +C_d\sin \alpha )}{2G}$

$=\frac{1}{2G}\rho \left(h\right)V^2(C_l(\alpha ,h,V)\cos \alpha +C_d(\alpha ,h,V)\sin \alpha )$

$=\frac{1}{2G}\rho {(H_0+{\int }_{t_0}^t{H}^{\prime }(V,\gamma )\mathrm{dt})*(V_0+{\int }_{t_0}^t{V}^{\prime }(\gamma ,D)\mathrm{dt})}^2(C_l(\alpha ,h,V)\cos \alpha +C_d(\alpha ,h,V)\sin \alpha )---\left(3\right)$

其中：$\gamma ={\gamma }_0+{\int }_{t_0}^t{\gamma }^{\prime }(L,\sigma ,v,h)\mathrm{dt}$

V′＝V′(γ，D)

其中，N_n为飞行器法向过载值；F_n为飞行器所受的气动力F在飞行器机体上的法向分量；L为气动升力；D为气动阻力；V为飞行器飞行速度；ρ为大气密度；α为攻角值；G为飞行器所受重力，等于飞行器质量与当地重力加速度的乘积。

由式(3)可见，影响某一时刻法向过载值N_n的参数(如高度、速度、升力系数、阻力系数等)，不仅与该时刻的攻角取值有关，还与初始时刻至该时刻的攻角的变化过程相关。这说明了无法直接利用解析的方式确定攻角。

当飞行器的飞行高度在120km内，对大气密度ρ在高度上求导：

$\frac{\partial \rho }{\partial h}=-\frac{1}{H_s}{e}^{-\frac{h}{H_s}}---\left(4\right)$

其中，H_s为一恒定值，为7320。

随着飞行器的飞行速度V降低，飞行高度h降低的速度趋缓。结合式(4)可知，大气密度ρ的增加速度也趋缓。故而，要实现飞行器法向过载动平衡，所需的攻角的下降斜率将越来越小。由此可以看出，进行法向过载动平衡时的攻角调整规律为：初始攻角减小较快，随后逐渐放缓。

参照图1，为本发明实施例一所述的亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法。所述方法包括以下步骤：

步骤S101：选取设计攻角α的初始值α_init，以初始值α_init对应的时刻t_init为起始时刻。

其中，所述初始值α_init可以根据经验预先设置；也可以由飞行器自分离点自由飞行后获取。

一般，α_init的取值可以为35°至45°。当采用较大的设计攻角初始值α_init时，可使飞行器在再入初期得到更多的速度衰减。

举例说明由飞行器自分离点自由飞行后获取初始值α_init的过程。假设，飞行器的分离点倾角为20°，在经过无动力上升和再入滑翔至分离点高度时，若飞行器姿态仍为分离点状态，则其攻角将达到40°左右，此时可以选择初始值α_init为40°。

步骤S102：建立飞行器同态预测模型，所述预测模型的初始状态为所述起始时刻对应的飞行器状态。

所述同态预测模型的建立过程主要包括：飞行器再入飞行轨迹动力学及运动学方程；飞行器本体参数，如飞行器质量，参考面积，升、阻力系数与攻角和飞行速度的对应关系表等。

考虑到地球为椭球体，采用指数大气率及标准大气下的声速值，在地球旋转坐标系下建立飞行器再入飞行轨迹动力学及运动学方程：

$\frac{\mathrm{dr}}{\mathrm{dt}}=v\sin \gamma ---\left(5\right)$

$\frac{\mathrm{d\lambda }}{\mathrm{dt}}=\frac{v\cos \gamma \cos \xi }{r\cos \psi }---\left(6\right)$

$\frac{\mathrm{d\psi }}{\mathrm{dt}}=\frac{v\cos \gamma \sin \xi }{r}---\left(7\right)$

$\frac{\mathrm{dv}}{\mathrm{dt}}=-\frac{1}{m}D-g_r\sin \gamma +{\omega }^{2}r\cos \psi (\sin \gamma \cos \psi ---\left(8\right)$

$-\cos \gamma \sin \xi \sin \psi )$

$v\frac{\mathrm{d\gamma }}{\mathrm{dt}}=\frac{1}{m}L\cos \sigma -g_r\cos \gamma +\frac{v^2}{r}\cos \gamma +2\omega v\cos \xi \cos \psi ---\left(9\right)$

$+{\omega }^{2}r\cos \psi (\cos \gamma \cos \psi +\sin \gamma \sin \xi \sin \psi )$

$v\frac{\mathrm{d\xi }}{\mathrm{dt}}=-\frac{1}{m}·\frac{L\sin \sigma }{\cos \gamma }-\frac{v^2}{r}\cos \gamma \cos \xi \tan \psi$

$+2\mathrm{\omega v}(\tan \gamma \sin \xi \cos \psi -\sin \psi )---\left(10\right)$

$-\frac{{\omega }^{2}r}{\cos \gamma }\cos \psi \sin \psi \cos \xi -g_{\psi }\frac{\sin \xi \cos \xi }{\cos \gamma }$

其中：γ、ξ分别为航迹倾角和航迹偏角；ψ、λ分别为地理纬度和地理经度；σ为飞行器速度倾侧角；L为气动升力；D为气动阻力；m为飞行器质量；v为飞行器飞行速度；r为飞行器与地心的距离；g_r为重力加速度分量；ω为地球自转角速度。

需要说明的是，所述同态预测模型建立方法为本领域的公知常识，在此不再详述。

步骤S103：设定法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}和法向过载波动限制值ΔN_n，则期望的法向过载动平衡的波动区域为[N_{n_want}±ΔN_n]。

其中，所述法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}等于亚轨道飞行器的法向过载约束值N_{n_lim it}与法向过载波动限制值ΔN_n的差值，即为；

N_{n_want}＝N_{n_lim it}-ΔN_n    (11)

具体的，所述法向过载约束值N_{n_lim it}由亚轨道飞行器的工程设计要求具体设定；所述法向过载波动限制值ΔN_n可以根据实际需要具体设定。

例如，可以设定法向过载波动限制值ΔN_n为该期望中值N_{n_want}的2％至5％。

步骤S104：利用飞行器同态预测模型，预测从起始时刻t_init开始、以初始值α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻t_{1_α}。

步骤S105：设定i＝1；α₀＝α_init；飞行器速度倾侧角σ＝0；

步骤S106：当飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻时，获取飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻的实际攻角值α_i-1；利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{i_α}时刻的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的第i首个法向过载峰值其中，当i＝1，k_init为攻角下降斜率初始值，k_init≥0。

步骤S107：比较所述第i首个法向过载峰值和所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]，根据比较结果对设计攻角的下降斜率进行调整，直到所述第i首个法向过载峰值处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内，并确定此时对应的设计攻角下降斜率k_{_α_i}。

其中，所述根据比较结果对设计攻角的下降斜率进行调整，具体为：

若说明法向过载N_n过大，增大设计攻角的下降斜率若需要减小设计攻角的下降斜率

具体的设计攻角的下降斜率的调整方式可以为：对所述设计攻角的下降斜率增加或减少一个预设的调整量Δk_{_α}。所述调整量Δk_{_α}可以根据实际需要具体设定，例如设定调整量Δk_{_α}为攻角下降斜率初始值k_init的1％至3％。

步骤S108：利用飞行器同态预测模型，预测以t_{i_α}时刻飞行器的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n经过所述第i首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{i+1_α}。

优选地，所述方法还包括：当i大于等于2时，对t_{i+1_α}的更新，具体为：

在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，不断的以飞行器当前的实际飞行状态作为同态预测模型的初始状态，预测从当前时刻开始、以α_i-1-k_{_α_i}(t-t_{i_α})为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n经过所述第i首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻以作为更新后的t_{i+1_α}。

步骤S109：利用飞行器同态预测模型，预测以t_{i_α}时刻飞行器的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以α_i-1为设计攻角进行再入飞行时，以k_{_α_i}为恒定下降斜率调整至目标攻角α_end，获得调整至目标攻角α_end所对应的时刻的预测值t_tag，同时获取从t_{i_α}时刻至t_tag时刻之间的飞行器法向过载最大值

步骤S110：判断所述从t_{i_α}时刻至t_tag时刻之间的飞行器法向过载最大值是否不大于所述亚轨道飞行器再入法向过载约束值N_{n_lim it}，如果是，进入步骤S111；否则，i加1，返回步骤S106。

步骤S111：以t_{i_α}时刻作为最早横向调整时刻t_earlist，加入飞行器速度倾侧角σ，进行亚轨道飞行器的横向调整。

本发明实施例所述方法中，结合步骤S106至步骤S108可知，在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，在飞行器再入飞行至t_{i_α}时刻时，法向过载N_n是处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内的；而且时刻t_{i+1_α}是指飞行器的法向过载N_n经过所述第i首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻；同时，在[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，通过对其设计攻角的设定，可以使得其法向过载峰值处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内。因此，可知，在整个[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段，飞行器的法向过载值始终是处于期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内的。

结合步骤S109至步骤S111可知，在最早横向调整时刻t_earlist之前，每次预测亚轨道飞行器的法向过载最大值都会超出亚轨道飞行器的法向过载约束值N_{n_lim it}，说明在最早横向调整时刻t_earlist之前加入速度倾侧角σ都将使法向过载超出约束值。而且，在最早横向调整时刻t_earlist前的[t_{i_α}，t_{i+1_α}]时间段内，亚轨道飞行器一直在法向过载约束值N_{n_lim it}附近维持动态平衡，因此在该时间段内，使得亚轨道飞行器在法向过载约束的限制范围内最大的降低速度。因此以t_earlist作为亚轨道飞行器再入飞行的最早横向调整时刻，在此时刻加入速度倾侧角σ(即为令速度倾侧角σ不为0)进行横向调整，可增强亚轨道飞行器的横向调整能力。

本发明实施例一所述方法，分时间段对设计攻角α的取值进行设定。对于每一时间段，利用飞行器同态预测模型，找到使得飞行器的法向过载值始终处于法向过载约束值N_{n_lim it}附近维持动态平衡的设计攻角值，实现该时间段内的法向过载动态平衡，并在法向过载约束范围内最大的降低速度，从而获取亚轨道飞行器再入飞行的最早调整时刻，在此时刻加入速度倾侧角，达到增强亚轨道飞行器的横向调整能力。

与现有技术中采用唯一固定的攻角调整下降斜率相比，能够使得各时间段内的法向过载在法向过载约束值N_{n_lim it}附近的波动区域内小幅度波动，使得在此期间的速度降低在满足法向过载约束的条件下最大，从而能获取亚轨道飞行器再入飞行的最早调整时刻，达到增强亚轨道飞行器的横向调整能力的目的。

优选地，本发明实施例一所述方法中，当且仅当i＝1时，还可以包括：设定调整时间提前量为Δt_α，在[t_init，(t_{1_α}-Δt_α)]时间段内，飞行器再入飞行的设计攻角α等于初始值α_init；

当飞行器再入飞行至t_{1_α}-Δt_α时刻时，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{1_α}-Δt_α时刻的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的第一首个法向过载峰值

比较所述第一首个法向过载峰值和所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]，根据比较结果对设计攻角的下降斜率k_{_α}进行调整，直到所述第一首个法向过载峰值处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内，并确定此时对应的设计攻角下降斜率k_{_α_1}；

利用飞行器同态预测模型，预测以t_{1_α}-Δt_α时刻飞行器的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n经过所述第一首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{2_α}。

优选地，所述方法还包括：当i＝1时，对t_{1_α}的更新，具体为：

在t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)内，不断的以飞行器当前的实际飞行状态作为同态预测模型的初始状态，预测从当前时刻开始、以初始值α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻以作为更新后的t_{1_α}。

参照图2，为本发明实施例二的亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法流程图。所述方法包括以下步骤：

步骤S201：选取设计攻角α的初始值α_init，以初始值α_init所对应的时刻t_init为起始时刻。

步骤S202：建立飞行器同态预测模型，其中，所述预测模型的初始状态为所述起始时刻对应的飞行器状态。

步骤S203：设定法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}和法向过载波动限制值ΔN_n，则期望的法向过载动平衡的波动区域为[N_{n_want}±ΔN_n]。

其中，所述法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}等于亚轨道飞行器的法向过载约束值N_{n_lim it}与法向过载波动限制值ΔN_n的差值。

步骤S204：利用飞行器同态预测模型，预测从起始时刻t_init开始、以初始值α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻t_{1_α}。

步骤S205：设定调整时间提前量为Δt_α，在t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)内，飞行器再入飞行的设计攻角α等于初始值α_init。

即为，在[t_init，(t_{1_α}-Δt_α)]时间段内，设计攻角α等于初始值α_init。

由于具体实现中，对于攻角的控制过程具有一定的延迟，因此需要在时间上保留一定的调整余地，故设定调整时间提前量为Δt_α。

优选地，飞行器的再入飞行过程中，由于受到风力的作用、大气不均与的影响，可能使得飞行器实际从初始时刻t_init起、达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻与步骤S204中得到的预测值t_{1_α}是存在误差的。

因此，本发明实施例所述方法，还进一步包括对所述预测值t_{1_α}的更新过程。具体的，

在t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)内，可以不断的以飞行器当前的实际飞行状态作为同态预测模型的初始状态，预测从当前时刻开始、以初始值α_init为设计攻角α进行再入飞行，达到法向过载N_n大于等于法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}的时刻用更新步骤S205所述t_init≤t≤(t_{1_α}-Δt_α)中的t_{1_α}。

步骤S206：当飞行器再入飞行至t_{1_α}-Δt_α时刻时，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器当前的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以α_init-k_init(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的第一首个法向过载峰值其中，k_init为攻角下降斜率k_{_α}的初始值，k_init≥0。

具体的，攻角下降斜率k_{_α}的初始值为k_init可以根据经验具体设定。

步骤S207：比较所述第一首个法向过载峰值和所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]，根据比较结果对设计攻角的下降斜率k_{_α}进行调整。

具体的，所述对设计攻角的下降斜率k_{_α}进行调整可以为：

若说明法向过载N_n过大，需要增大设计攻角的下降斜率k_{_α}；若需要减小设计攻角的下降斜率k_{_α}。

具体的，设计攻角的下降斜率k_{_α}的调整方式可以为：增加或减少一个预设的调整量Δk_{_α}。所述调整量Δk_{_α}可以根据实际需要具体设定，例如设定调整量Δk_{_α}为攻角下降斜率初始值k_init的1％至3％。

步骤S208：用调整后的下降斜率k_{_α}替换步骤S206中所述α_init-k_init(t-t_{1_α}+Δt_α)中的k_init，重复步骤S206至步骤S208，直到所述第一首个法向过载峰值处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内，并确定此时对应的设计攻角下降斜率k_{_α_1}。

步骤S209：利用飞行器同态预测模型，预测以t_{1_α}-Δt_α时刻飞行器的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的法向过载N_n经过所述第一首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{2_α}。

即为，在[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]时间段内，设计攻角α为α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)。

优选地，还可以包括对所述预测值t_{2_α}的更新过程。具体为：

在[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]内，可以不断的以飞行器当前的实际飞行状态作为同态预测模型的初始状态，预测从当前时刻开始、以α_init-k_{_α_1}(t-t_{1_α}+Δt_α)为设计攻角α进行再入飞行，飞行器的法向过载N_n经过所述第一首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻用更新步骤S209所述[t_{1_α}-Δt_α，t_{2_α}]中的t_{2_α}。

步骤S210：获取飞行器再入飞行至t_{2_α}时刻的实际攻角值α₁，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{2_α}时刻的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以为设计攻角α进行再入飞行时，飞行器的第二首个法向过载峰值其中，小于k_{_α_1}。采用与步骤S207至S208中相同的方法，对进行调整，确定所述第二首个法向过载峰值处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内时对应的下降斜率k_{_α_2}，采用与步骤S209相同的方法，获得飞行器的法向过载N_n经过所述第二首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{3_α}。

即为，在[t_{2_α}，t_{3_α}]时间段内，设计攻角α为α₁-k_{_α_2}(t-t_{2_α})。

优选地，还可以包括对所述预测值t_{3_α}的更新过程。具体为：

在[t_{2_α}，t_{3_α}]内，可以不断的以飞行器当前的实际飞行状态作为同态预测模型的初始状态，预测从当前时刻开始、以为设计攻角α进行再入飞行，飞行器的法向过载N_n经过所述第二首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻用更新步骤S210所述[t_{2_α}，t_{3_α}]中的t_{3_α}。

步骤S211：以此类推，重复步骤S210，获取飞行器再入飞行至t_{N_α}时刻的实际攻角值α_N-1，利用飞行器同态预测模型，预测以飞行器t_{N_α}时刻的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以为设计攻角α进行再入飞行时，第N首个法向过载峰值其中，小于k_{_α_N-1}；获取所述第N首个法向过载峰值处于所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]内时对应的下降斜率k_{_α_N}，以及飞行器的法向过载N_n经过所述第N首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻t_{N+1_α}。

即为，在[t_{N_α}，t_{N+1_α}]时间段内，设计攻角α为α_N-1-k_{_α_N}(t-t_{N_α})。

优选地，还可以包括对所述预测值t_{N+1_α}的更新过程。具体为：

在[t_{N_α}，t_{N+1_α}]内，可以不断的以飞行器当前的实际飞行状态作为同态预测模型的初始状态，预测从当前时刻开始、以为设计攻角α进行再入飞行，飞行器的法向过载N_n经过所述第N首个法向过载峰值后、脱离所述期望的法向过载动平衡的波动区域[N_{n_want}±ΔN_n]的时刻用更新步骤S211所述[t_{N_α}，t_{N+1_α}]中的t_{N+1_α}。

步骤S212：利用飞行器同态预测模型，预测以t_{N_α}时刻飞行器的飞行状态为所述同态预测模型的初始状态、以α_N-1为设计攻角进行再入飞行时，以k_{_α_N}为恒定下降斜率调整至目标攻角α_end，获得调整至目标攻角α_end所对应的时刻的预测值t_tag，同时获取从t_{N_α}时刻至t_tag时刻之间的飞行器法向过载最大值

步骤S213：判断所述从t_{N_α}时刻至t_tag时刻之间的飞行器法向过载最大值是否不大于所述亚轨道飞行器再入法向过载约束值N_{n_lim it}，如果是，进入步骤S214；否则，返回步骤S211。

步骤S214：以t_{N_α}时刻作为最早横向调整时刻t_earlist，加入飞行器速度倾侧角σ，进行亚轨道飞行器的横向调整。

本发明实施例二所述方法，分时间段对设计攻角α的取值进行设定。对于每一时间段，利用飞行器同态预测模型，找到使得飞行器的法向过载值始终处于法向过载约束值N_{n_lim it}附近维持动态平衡的设计攻角值，实现该时间段内的法向过载动态平衡，并在法向过载约束范围内最大的降低速度，从而获取亚轨道飞行器再入飞行的最早调整时刻，在此时刻加入速度倾侧角，达到增强亚轨道飞行器的横向调整能力。

与现有技术中采用唯一固定的攻角调整下降斜率相比，能够使得各时间段内的法向过载在法向过载约束值N_{n_lim it}附近的波动区域内小幅度波动，使得在此期间的速度降低在满足法向过载约束的条件下最大，从而能获取亚轨道飞行器再入飞行的最早调整时刻，达到增强亚轨道飞行器的横向调整能力的目的。

下面结合采用本发明所述方法对亚轨道飞行器进行仿真实验得到的结果，进一步说明本发明实施例实现的目的。

仿真实验中，设定：

飞行器的再入初始高度(即为峰点高度)H＝148km，飞行器在所述再入初始高度时对应的速度V＝2133.5m/s，飞行器再入法向过载约束值为N_{n_lim it}＝5。

飞行器再入飞行过程中的速度峰值为2415m/s，该速度峰值对应的飞行高度为47.691km。

从飞行器达到所述速度峰值开始，以法向过载动态平衡为目的，对攻角进行设计。设定所述法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}＝4.995，法向过载波动限制值ΔN_n＝0.005，设计攻角α的初始值α_init＝40°，速度倾侧角初始为零，在飞行当到达最早横向调整时刻后加入。

如图3所示，为采用本发明所述方法进行仿真时，飞行器再入飞行的高度和速度演化图。其中，图3所示点1(峰值高度点)对应时刻表示飞行器在峰点高度的时刻，也是再入初始时刻；点2(峰值速度点)对应时刻为飞行器再入达到速度峰值的时刻；点3(动平衡结束点)对应时刻为动平衡结束时刻。

点2和点3之间的时间段即法向过载动态平衡段[t_init，t_end]。所述图3所示过载动平衡时间段内飞行器对应的设计攻角、速度倾侧角和法向过载的演化如图4所示。

可见，在维持设计攻角初始值α_init一段时间后，法向过载N_n急剧增加(图4示虚线1前)。在留有一定调整提前量Δt_α时，设计攻角开始调整，法向过载在预定区域[4.99±0.005]内达到动平衡(图4示虚线1至虚线2之间)。当到达最早横向调整时刻后，飞行速度得到足够衰减，此时加入速度倾侧角(即为速度倾侧角不为零)，并继续调整设计攻角，使法向过载N_n在预定区域[4.99±0.005]内达到动态平衡(图4示虚线2至虚线3之间)。对于本仿真算例，为了获得最早横向调整时刻，将法向过载动平衡的期望中值N_{n_want}设定为飞行器再入法向过载约束值为N_{n_lim it}与向过载波动限制值ΔN_n＝0.005的差值N_{n_want}＝N_{n_lim it}-ΔN_n。由此可以看出，本发明实施例描述的方法可以较理想实现亚轨道飞行器再入飞行的法向过载在约束值N_{n_lim it}附近达到动态平衡，从而获得最早横向调整时刻，在最早横向调整时刻加入速度倾侧角，达到增强横向调整能力的目的。

以上对本发明所提供的一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。