徐 慧，蔡光斌，张胜修

(火箭军工程大学导弹工程学院，西安 710025)

0 引 言

高超声速滑翔飞行器凭借着全球快速到达、高空高速突防、大范围机动等优良特性，成为世界各军事强国争相研究的热门领域[1-4]。近年来，高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题成为飞行控制领域内研究热点[5-7]。基于空气热力学外形的通用飞行器[8-9](Common aero vehicle，CAV)成为再入轨迹优化问题研究中常用的研究对象。基于此外形，美国波音公司和洛马公司分别设计了CAV-L和CAV-H飞行器，最大升阻比分别约为2.5和3.5。

再入机动飞行过程中，高超声速滑翔飞行器主要利用气动力在大气层进行远距离滑翔，并且受到非线性气动力和过载、动压、热流率等过程约束影响，使得再入轨迹优化成为一个极具挑战性的问题[10-14]。由于再入过程复杂，气动升力、阻力会影响到再入过程中飞行器速度、高度、航向角、航迹角的变化，进一步影响飞行器再入过程中的热流率、动压和过载变化。因此，建立精确的高超声速滑翔飞行器再入气动系数模型，对研究高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化，具有较大的理论意义与应用价值[15]。

在较早的高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题研究中，一般采用的是只考虑攻角影响得到的较为简化的气动系数模型。实际上，复杂的再入环境导致高超声速滑翔飞行器气动系数受到攻角、马赫数、大气密度等多种因素的影响。只考虑攻角这一单变量影响的气动系数模型会带来较大拟合误差。……