CN102880187A - 一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ₀进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；根据飞行器当前的航程R_Navi计算允许的速度方向偏差Δψ_lim；根据导航信息计算出当前的速度方向ψ_Navi；判断是否改变倾侧角符号，当|ψ_Navi-ψ|＞Δψ_lim时，则改变倾侧角符号；否则，倾侧角符号不变。本发明以再入飞行器速度方向作为转换倾侧角符号的主要依据，并设定恰当的允许的速度方向偏差阈值，同时根据再入初始条件来动态调整期望的速度方向；从而能够有效的修正二次再入点横向位置偏差，进而降低开伞点的横向偏差。

Description

一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法

技术领域

本发明涉及一种返回飞行器再入制导方法，特别是小升阻比高速返回跳跃式再入飞行器初次再入段的横向制导方法，可以直接应用于探月返回飞行器的再入制导。

背景技术

以神舟飞船返回舱为代表的一类小升阻比飞行器，在再入地球大气的过程中，需要通过调整升力的方向来改变再入航迹，从而实现对再入落点的横向控制。当再入飞行器的升力方向偏向左侧时，飞行器的速度方向将向左侧偏移，从而实现向左侧的转向；同理，当再入飞行器的升力方向偏向右侧时，飞行器的速度方向将向右侧偏移，从而实现向右侧的转向。考虑包含飞行器速度矢量的当地铅锤面，则升力矢量与该平面的夹角即定义为倾侧角；当倾侧角为正时，飞行器的升力方向将沿速度方向顺时针滚动。因此，升力的方向即由倾侧角的正负所决定。而再入飞行器器的横向制导律就是要恰当的选择倾侧角的符号。

通常的横向制导方法采用固定漏斗的方法，即飞行器在某个侧向超出一定的范围后，倾侧角就改变符号，从物理上讲，就是要将升力的方向改变为原来的反向，从而将升力的水平分量转换到减小侧向偏差的方向上。该方法在神舟飞船的返回中得到了成功的应用，具有良好的效果。但是对于跳跃式再入的初次再入段，现有的固定漏斗横向制导方法有了一定的不足，主要表现为对射向的控制精度不够，出现了二次再入点横向偏离过大的情况。

这是由于原有的固定漏斗横向制导方法以横向航程偏差和横向速度偏差作为漏斗设计的基本变量，对于月球返回高速再入的飞行器，当使用跳跃式再入弹道以提高射程从而到达期望的落点位置时，在初次再入后会有一段跃出大气的开普勒段。当返回式飞行器跃出大气后，其飞行航迹在惯性空间保持不变，其大气外飞行航迹直接相关于跃出点的速度大小和方向。如果返回式飞行器跃出时速度方向发生偏差，会引起弹道在惯性空间发生偏移，进而影响二次再入点的位置。传统的横向制导方法没有考虑到开普勒段的影响，一方面会将跃出时的速度方向控制在某个固定值(期望的速度方向ψ₀)附近，不能根据偏差情况动态得调整速度的方向；另一方面由于跃出点位置偏差的影响，会带来速度方向散布的进一步加大。这两方面的影响，会造成横向偏差在开普勒段可能会进一步放大。

需要指出，这里的期望的速度方向是根据任务要求预先设定的，当初次再入的初始条件偏离预设值较小时，利用该方法可以有效的控制横向偏差，从而为二次再入创造良好的初始条件。但是当初次再入的初始条件偏离预设状态时，特别是横向偏移较大时(造成这个现象的原因很多，包括中途轨道修正的测控误差，时间偏差等)，会对最终结果带来较大的影响。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，利用该方法能够有效的修正二次再入点横向位置偏差，进而降低开伞点的横向偏差。

本发明包括如下技术方案：

一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，包括如下步骤：

(1)利用导航信息获得再入点位置偏差；所述再入点位置偏差包括再入点横向偏移ΔZ，和纵向偏移ΔR；

(2)根据获得的位置偏差对期望的速度方向ψ₀进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；

(3)根据飞行器当前的航程R_Navi计算允许的速度方向误差Δψ_lim；

(4)根据导航信息计算出再入飞行器当前的速度方向ψ_Navi；

(5)判断是否改变倾侧角符号，当|ψ_Navi-ψ|＞Δψ_lim时，则改变倾侧角符号；

否则，倾侧角符号不变。

所述修正后的期望的速度方向ψ的计算公式如下：ψ＝ψ₀+Δψ，其中

K₁与K₂为补偿增益系数，R_Kep为标称条件下的开普勒段航程。

所述允许的速度方向误差Δψ_lim的计算公式如下：

$\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim }=\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}},& R_{\mathrm{Navi}}<R_1\\ \mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}}-(\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}}-\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{down}})\frac{R_{\mathrm{Navi}}-R_1}{R_2-R_1},& R_1\&le;R_{\mathrm{Navi}}\&le;R_2\\ \mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{down}},& R_{\mathrm{Navi}}>R_2\end{array}\right..$

R₁与R₂表示允许的速度方向误差边界函数转折时对应的航程，Δ_ψlim，up与Δψ_lim，down表示允许速度方向误差的绝对值的最大值和最小值。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

本发明以返回器速度方向作为转换倾侧角符号的主要依据，并设定恰当的允许的速度方向偏差阈值，同时根据再入初始条件来动态调整期望的速度方向；从而能够有效的修正二次再入点横向位置偏差，进而降低开伞点的横向偏差。

本发明通过射向(期望速度方向)的动态调整，可以充分利用初次再入段以及开普勒段的横向修正能力，为二次再入提供更理想的初始条件，并降低开伞点的横向位置散布。

附图说明

图1为跳跃式再入飞行器初次再入段横向控制简图；

图2为跳跃式再入飞行器初次再入段与开普勒段航迹示意图；

图3为本发明跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法流程图；

图4为固定初次再入段射向时开伞点横向偏差分布图(7100km航程)；

图5为初次再入段射向调整后开伞点横向偏差分布图(7100km航程)。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

本发明针对初次再入段，考虑以射向控制作为主要的横向控制目标，控制返回器的速度在期望的方向上。在速度方向偏离期望速度方向一定的偏差后，改变倾侧角的符号，即改变升力的水平方向，以减小速度方向偏差。定义速度方向误差Δψ_V＝ψ_Navi-ψ，其容许边界函数为Δψ_lim，如图1所示。图中虚线代表返回器飞行轨迹。当返回器运行到A点时，速度方向误差超出了设定的边界，此时，将倾侧角反号，在升力的作用下，返回器的速度方向向正向移动；到达B点后，返回器的速度方向再次超出误差边界，再次改变倾侧角的符号，从而将升力在水平面的投影转到期望的方向。

当初始状态存在偏差时，假设之后的飞行都与设计状态相同，则初次再入段横向制导按照预设的方向进行控制时，会导致二次再入点至少仍存在上述的偏差，因此需要对射向进行一定的调整。此时已知的信息包括：再入点横向偏差(相对于标称位置)、纵向偏差(相对标称位置)、速度方向偏差与速度大小偏差。由于再入前最后一次轨道修正可以保证速度大小与方向偏离标称状态很小，因此可以忽略速度偏差的影响。只要考虑再入点位置偏差的影响。

考虑图2所示的跳跃式再入的初次再入段与开普勒段，点EI表示初次再入点；C表示逸出点，这里可以取C为跃起段轴向过载开始小于0.1g的点；A表示二次再入点，同样的可以取为下降段过载开始大于0.1g的点，设该点在地固系下经纬度为(λ_EI2，B_EI2)；则B点表示再入开始时，地固系下点(λ_EI2，B_EI2)在惯性系下的位置。这里给出B点是因为，地球是自西向东自转的，在再入的初始时刻，地固系中的点(λ_EI2，B_EI2)并不在A点所示的位置，在返回式飞行器再入飞行的同时，地球上的点也在向东运动，在返回器到达A点时，(λ_EI2，B_EI2)也恰好“到达”A点。这就是地球自转对落点位置的影响。而AB之间的夹角为ω_et，其中t是返回器从初次再入点到二次再入点所飞过的时间。

从图2可以看出对横向位置的影响因素有以下三种：初始速度的方向，预设的逸出点速度方向，对逸出点速度预设方向的修正量以及返回器飞行的时间(航程)。我们能够修改的是对逸出点预设方向的修正量，该量首先会影响到返回器开普勒段航迹在惯性空间的方位，假设开普勒段的航程为RKep，逸出点速度方向的改变量为Δψ，则开普勒段产生的横向偏移可以简单的计算为R_KepΔψ；其次，改变逸出点速度方向的设定，会影响逸出点的横向位置，但由于速度方向的改变量是小量，因此这部分影响可以忽略。

如图3所示，本发明的跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，包括如下步骤：

(1)再入点位置偏差的获取

所述再入点位置偏差包括再入点横向偏移ΔZ，和纵向偏移ΔR。利用导航数据计算返回器当前的高度H_Navi，当返回器高度H_Navi首次小于或等于120km时，记录此时返回器在动力学坐标系下的位置X_eNavi，Y_eNavi，Z_eNavi；

则在小的近似条件下可知

ΔR＝X_eNavi；

ΔZ＝Z_eNavi；

(2)根据获得的位置偏差对期望的速度方向ψ₀进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；

当返回器的初始再入点偏离初始位置，横向有较大的正偏时，如果仍用标称状态下设定的期望速度方向ψ₀，则初次再入段与开普勒段，都无法有效的补偿这部分初始横偏。对其修正全部留给二次再入段进行，这往往会给二次再入段横向制导带来较大的压力。在恶劣的情况下，会超过二次再入段所具有的极限修正能力，进而造成最终落点横向偏差过大的问题。因此，本发明根据再入点位置偏差对期望速度方向ψ₀进行修正，获得修正后的期望速度方向ψ；计算公式如下：ψ＝ψ₀+Δψ，其中Δψ为修正量，

K₁与K₂为补偿增益系数，R_Kep为标称条件下的开普勒段航程。其中R_Kep根据任务的不同，可能的取值为1000km-5000km，K₁取值的范围在-1至-10；K₂取值的范围在0至1；ψ₀根据任务的不同，可能的取值为-4度-0度；

(3)根据返回器飞行的航程计算允许的速度方向误差

在初次再入段，根据导航信息获得返回器当前航程R_Navi，可以计算出允许的速度方向误差范围

$\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim }=\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}},& R_{\mathrm{Navi}}<R_1\\ \mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}}-(\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}}-\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{down}})\frac{R_{\mathrm{Navi}}-R_1}{R_2-R_1},& R_1\&le;R_{\mathrm{Navi}}\&le;R_2\\ \mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{down}},& R_{\mathrm{Navi}}>R_2\end{array}\right.$

如图1所示，R₁与R₂表示允许的速度方向误差边界函数转折时对应的航程，Δψ_lim，up与Δψ_lim，down表示允许速度方向误差的绝对值的上下界，均根据任务要求选定。通常情况下Δψ_lim，up不小于1度，而Δψ_lim，down不大于0.1度；Δψ_lim，down将决定逸出点的速度方向误差，而Δψ_lim，up可以控制倾侧角改变符号的次数。这里允许的速度方向偏差的阈值将决定初次再入段倾侧角改变符号的次数，需要恰当得选择这个函数以保证初次再入段不会过多地改变倾侧角符号。

(4)根据导航信息计算出再入飞行器当前的速度方向ψ_Navi，

(5)判断是否改变倾侧角符号

如果|ψ_Navi-ψ|＞Δψ_lim而水平升力方向保持不变的话，就会进一步加大此偏差，此时倾侧角符号要改变成与原来相反。

图4与图5分别给出了256组极偏仿真时，10km开伞点的横向散布情况。

图4采用了初次再入段固定射向的仿真，由于逸出点射向不进行调整，对于初次再入段横向偏差较大，且升阻比变小大气密度产生不利偏差的情况，会因此二次再入段横向调整能力不足的情况，此时10km开伞点的横向偏差分布在正负40km范围内。

图5对应的仿真则是在再入初期即根据初始散布的情况，调整了初次再入段期望的速度方向，从而有效的降低了开伞点横向位置的散布，仿真结果显示，在其它仿真条件不变的情况下，横向散布降低到10km范围内。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)利用导航信息获得再入点位置偏差；所述再入点位置偏差包括再入点横向偏移ΔZ，和纵向偏移ΔR；

(2)根据获得的位置偏差对期望的速度方向ψ₀进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；

(3)根据飞行器当前的航程R_Navi计算允许的速度方向误差Δψ_lim；

(4)根据导航信息计算出飞行器当前的速度方向ψ_Navi。

(5)判断是否改变倾侧角符号，当|ψ_Navi-ψ|＞Δψ_lim时，则改变倾侧角符号；

否则，倾侧角符号不变。

2.根据权利要求1所述的一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，其特征在于，所述修正后的期望的速度方向ψ的计算公式如下：ψ＝ψ₀+Δψ，其中K₁与K₂为补偿增益系数，R_Kep为标称条件下的开普勒段航程。

3.根据权利要求1所述的一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，其特征在于，所述允许的速度方向误差Δψ_lim的计算公式如下：

$\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim }=\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}},& R_{\mathrm{Navi}}<R_1\\ \mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}}-(\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{up}}\_\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{down}})\frac{R_{\mathrm{Navi}}-R_1}{R_2-R_1},& R_1\&le;R_{\mathrm{Navi}}\&le;R_2\\ \mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&psi;}}_{\lim ,\mathrm{down}},& R_{\mathrm{Navi}}>R_2\end{array}\right..$

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