CN104554824A - 一种跳跃式再入飞行器过载保护方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种跳跃式再入飞行器过载保护方法：(1)根据器载计算机记录的阶段标志(PhaseFlag)判断当前飞行阶段，如果是二次再入段则执行后续过载保护功能，否则结束；(2)判断过载保护功能是否激活，如果已激活，则执行后续判断，否则转步骤(5)；(3)根据过载保护启动阈值D1，判断过载保护是否开始，并执行相应的保护功能；(4)根据过载保护终止阈值D2，判断过载保护是否终止，并终止相应的保护功能；(5)根据过载保护功能激活阈值D3，判断是否星上自主激活过载保护功能。利用本发明设计的二次再入段过载保护方法，通过设计合理的保护阈值，可以有效地将再入飞行器的最大轴向过载抑制到允许的范围内。

Description

一种跳跃式再入飞行器过载保护方法

技术领域

本发明涉及一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，属于再入制导领域。

背景技术

探月返回飞行器速度极高，在到达地球附近时(120km以下，进入稠密地球大气层后)，其地速将远大于当地圆轨道速度。对于此类飞行器，即使本身升阻比较小，依然能够通过跳跃式弹道实现较大的飞行航程，从而保证再入点与回收场之间的几何约束关系。选择跳跃式弹道时，对于再入段弹道的峰值过载控制、峰值热流控制都有较大好处。但要实现小升阻比飞行器的跳跃式再入弹道，对GNC系统提出了较高的要求，需要在飞行器速度较高的飞行阶段迅速调整航程能力，保证能力可达的航程与剩余航程相匹配。由于器载计算机计算能力有限，在初次再入段预测时不能直接预测到开伞点，只能选择预测到二次再入点，然后利用快速方法预估二次再入点航程，为二次再入段预留足够能力的制导逻辑。此种方式，显然会造成二次再入段的实际情况与预估情况有偏差；此外，由于导航误差、大气密度随着经纬度的变化以及自由飞行段散布造成的影响，也会造成同样的后果。当二次再入的能力过强，而预留的二次再入段航程又较短时，势必会引起二次再入段制导律采用大倾侧角下压弹道，并引起大轴向过载的问题。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术不足，提出一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，解决了在预先设计的二次再入段弹道形态与二次再入段初始状态间存在较大失配的情况下，利用简单的修正逻辑，保证飞行器的峰值过载不超设计极限的问题。

本发明的技术解决方案：一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，包括如下步骤：

(1)根据飞行器的器载计算机记录的阶段标志PhaseFlag，判断当前飞行器的飞行阶段；该状态标志PhaseFlag由飞行器的模式管理程序维护，状态标志PhaseFlag为非零正整数，在再入各阶段转段时逐次递增，若PhaseFlag不等于设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段不是二次再入段，不执行过载保护的判断；若阶段标志PhaseFlag等于设定设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段是二次再入段，继续执行步骤(2)；

(2)步骤(1)中所述过载保护方法是与正常再入制导指令计算相并行的功能性方法，该逻辑有效时，将屏蔽正常条件下再入倾侧角指令σ_com的计算功能，并给出过载保护条件下的倾侧角指令大小σ_com＝σ_min；

根据飞行器的器载计算机记录的过载保护逻辑激活标志FDrag，判断飞行器的过载保护功能是否激活，若FDrag等于0，则过载保护逻辑未被激活，不执行过载保护，并转入步骤(5)，若FDrag等于1，表示过载保护逻辑被激活，转步骤(3)

(3)设定过载保护启动阈值D₁

D₁＝k₁N_Max

式中N_Max为飞行器设计要求的最大过载指标，k₁为过载保护启动设计参数，取值范围为0.50～0.85；

设定过载保护停止阈值D₂：

D₂＝k₂N_Max

式中k₂为过载保护停止设计参数，取值范围为0.60～0.90；

设定过载保护倾侧角常量的最小值σ_min

σ_min＝10k_σ

式中k_σ为过载保护倾侧角设计参数，取值范围为0.5～2.0；

(4)判断飞行器的当前过载与步骤(3)设定的过载保护启动阈值D₁的关系，若飞行器的当前过载大于设定的过载保护启动阈值D₁，则过载保护功能启动，将过载保护倾侧角设置为过载保护倾侧角常量的最小值σ_min，直至飞行器的当前过载小于步骤(3)设定的过载保护停止阈值D₂后，停止过载保护，恢复步骤(2)的正常条件下再入倾侧角指令大小的计算功能，以避免由于长时间的过载保护引起飞行器的再入航程过长；若飞行器的当前过载小于等于设定的过载保护启动阈值D₁，不启动过载保护功能；

(5)设定过载保护功能激活阈值D₃：

D₃＝k₃N_Max

式中k₃为过载保护功能激活设计参数，取值范围为0.9～1.05；

在预测计算飞行器落点的过程中，记录预测最大过载D_MaxPred，当D_MaxPred大于D3时，即认为当前过载存在较大的超限的风险，令FDrag为1，否则保持FDrag值不变。

所述设计参数k₁的取值范围为0.50～0.85。

所述设计参数k₂的取值范围为0.60～0.90。

所述设计参数k₃的取值范围为0.9～1.05。

所述设计参数k_σ的取值范围为0.5～2.0。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)针对小升阻比再入飞行器，设计保护阈值，通过步骤(4)中D1的设计，保证了提前开始执行过载保护功能，避免了弹道拉起程度不足而引起的保护不足的现象。

(2)通过步骤(4)中D₂的设计，保证了在返回器弹道充分拉起，不会再出现过载超限后，尽快退出过载保护逻辑，为后续制导修正落点散布留下充足的时间。

(3)通过步骤(5)的设计，利用预测信息，实现了对于二次再入点状态与设计状态有较大差异，存在由于倾侧角剖面设计与飞行器预期状态不匹配引起过载超限问题时，将倾侧角指令降低到最小使用角以实现降低峰值过载的方法，可以直接应用于小升阻比高速再入飞行器的纵向制导方法设计。

附图说明

图1为过载保护逻辑流程图；

图2为过载保护逻辑的基本工作原理；

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

本发明针对跳跃式再入飞行器，给出了一种二次再入段利用降低倾侧角，实现拉升弹道从而降低峰值过载的过载保护方法。图1给出了本方法的执行过程，需要指出，本方法是跳跃式再入制导方法一部分，而该方法会以固定的周期反复调用，直到飞行器落地结束。

一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，包括如下步骤：

(1)根据飞行器的器载计算机记录的阶段标志PhaseFlag，判断当前飞行器的飞行阶段；该状态标志PhaseFlag由飞行器的模式管理程序维护，状态标志PhaseFlag为非零正整数，在再入各阶段转段时逐次递增，若PhaseFlag不等于设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段不是二次再入段，不执行过载保护的判断；若阶段标志PhaseFlag等于设定设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段是二次再入段，继续执行步骤(2)；

对于跳跃式再入，初次再入段初始条件由轨道修正保证，其精度水平通常较高，因此初次再入段过载特性通常容易利用设计加以保证；但二次再入段初始条件是初次再入段升力控制的结果，导致二次再入段弹道特性存在出现大偏差的可能，并引起该段过载超限。为了防止此情况的发生，提出本发明方法。

(2)步骤(1)中所述过载保护方法是与正常再入制导指令计算相并行的功能性方法，该逻辑有效时，将屏蔽正常条件下再入倾侧角指令大小的计算功能，并给出过载保护条件下的倾侧角指令σ_min；

根据飞行器的器载计算机记录的过载保护逻辑激活标志FDrag，判断飞行器的过载保护功能是否激活，若FDrag等于0，则过载保护逻辑未被激活，不执行过载保护，并转入步骤(5)，若FDrag等于1，表示过载保护逻辑被激活，转步骤(3)

这里的FDrag实际上是一个表示过载保护功能是否执行的一个0-1状态标志。

(3)设定过载保护启动阈值D₁

D₁＝k₁N_Max

式中N_Max为飞行器设计要求的最大过载指标，k₁为过载保护启动设计参数，取值范围为0.50～0.85；对于小升阻比飞行器，执行弹道拉升的能力有限，当过载超限后，即使全升力向上，依然无法有效减缓过载超限的趋势。为了有效防止过载超限，只有采取提前拉升弹道的手段，即通过设计常数k₁来实现此目标，从设计角度，k1选择与飞行器的升阻比成正比，即可较好的解决此问题。

设定过载保护停止阈值D₂：

D₂＝k₂N_Max

式中k₂为过载保护停止设计参数，取值范围为0.60～0.90；与前述情况相同，当飞行器平稳运行通过大过载区后，后续基本不会出现再次超限的情况，即可将倾侧角指令恢复到正常情况，此时选取设计参数k₂即可实现此目标，而k₂也可以选择与升阻比成正比的设计值。

设定过载保护倾侧角常量的最小值σ_min

σ_min＝10k_σ

式中k_σ为过载保护倾侧角设计参数，取值范围为0.5～2.0；当飞行器使用小倾侧角飞行时，升力基本作用在沿当地竖直方向，会引起沿水平方向没有升力作用，从而影响飞行器的横向控制效果，因此，在过载保护中最小倾侧角不选择0，而是一个非零的小量，通常为5到20度。

(4)判断飞行器的当前过载与步骤(3)设定的过载保护启动阈值D₁的关系，若飞行器的当前过载大于设定的过载保护启动阈值D₁，则过载保护功能启动，将过载保护倾侧角设置为过载保护倾侧角常量的最小值σ_min，直至飞行器的当前过载小于步骤(3)设定的过载保护停止阈值D₂后，停止过载保护，恢复步骤(2)的正常条件下再入倾侧角指令大小的计算功能，以避免由于长时间的过载保护引起飞行器的再入航程过长；若飞行器的当前过载小于等于设定的过载保护启动阈值D₁，不启动过载保护功能；

(5)设定过载保护功能激活阈值D₃：

D₃＝k₃N_Max

式中k₃为过载保护功能激活设计参数，取值范围为0.9～1.05；这里k₃的取值是考虑到预测的峰值过载与实际峰值过载之间失配所造成的偏差，即预测结果出现的最大过载值与实际情况往往存在偏差，该偏差与飞行器的阻力系数偏差及大气密度偏差相关。通过此项设计参数可以实现对偏差条件的适应。

在预测计算飞行器落点的过程中，记录预测最大过载D_MaxPred，当D_MaxPred大于D₃时，即认为当前过载存在较大的超限的风险，令FDrag为1，否则保持FDrag值不变。通过此项措施，可以保证在预测的最大过载超过设计极限时，自主引入过载保护逻辑。

对于某次峰值过载达到6.5g的仿真，在引入本发明所述的过载保护方法后，要执行如下的设计与判断。

(1)判断飞行器进入二次再入段，继续执行步骤(2)的判断；

(2)FDrag等于1，即过载保护功已被激活；

(3)结合飞行器升阻比特性，设计

N_Max＝6.0

k₁＝0.8

k₂＝0.8

σ_min＝10

(4)飞行过程中某时刻的导航轴向过载为4.9，此时可以判断出轴向过载大于D₁，则启动过载保护，将倾侧角指令调整为10。

对于该次仿真，此后连续15秒的时间内，导航轴向过载均大于D₂，则保持倾侧角为σ_min，直到导航轴向过载均小于D₂。

(5)由于FDrag等于1，不需要执行本步判断。

上述过载保护逻辑的执行效果见图2，t_upcross含义为：过载保护逻辑启动时间；t_downcross含义为：过载保护逻辑终止时间，通过本文方法，可以实现将最大轴向过载减小约20％的目标，效果明显。

本方法结合预测制导自身的特点，提出了一种简单的过载保护逻辑。该方法的原理是利用预测，获得过载是否超限的先验信息，如果存在超限的风险，则在过载超过某阈值后，即降低倾侧角，将弹道向上拉起，从而减小峰值轴向过载。通过仿真证明，这种方法可以适应不同任务航程需求，将峰值过载降低到允许范围内，同时保证开伞点精度满足指标要求。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (5)

1.一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)根据飞行器的器载计算机记录的阶段标志PhaseFlag，判断当前飞行器的飞行阶段；该状态标志PhaseFlag由飞行器的模式管理程序维护，状态标志PhaseFlag为非零正整数，在再入各阶段转段时逐次递增，若PhaseFlag不等于设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段不是二次再入段，不执行过载保护的判断；若阶段标志PhaseFlag等于设定设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段是二次再入段，继续执行步骤(2)；

(2)步骤(1)中所述过载保护方法是与正常再入制导指令计算相并行的功能性方法，该逻辑有效时，将屏蔽正常条件下再入倾侧角指令大小σ_com的计算功能，并取过载保护条件下的倾侧角指令大小σ_com＝σ_min；

根据飞行器的器载计算机记录的过载保护逻辑激活标志FDrag，判断飞行器的过载保护功能是否激活，若FDrag等于0，则过载保护逻辑未被激活，不执行过载保护，并转入步骤(5)，若FDrag等于1，表示过载保护逻辑被激活，转步骤(3)

(3)设定过载保护启动阈值D₁

D₁＝k₁N_Max

式中N_Max为飞行器设计要求的最大过载指标，k₁为过载保护启动设计参数；

设定过载保护停止阈值D₂：

D₂＝k₂N_Max

式中k₂为过载保护停止设计参数；

设定过载保护倾侧角常量的最小值σ_min

σ_min＝10k_σ

式中k_σ为过载保护倾侧角设计参数；

(4)判断飞行器的当前过载与步骤(3)设定的过载保护启动阈值D₁的关系，若飞行器的当前过载大于设定的过载保护启动阈值D₁，则过载保护功能启动，将过载保护倾侧角设置为过载保护倾侧角常量的最小值σ_min，直至飞行器的当前过载小于步骤(3)设定的过载保护停止阈值D₂后，停止过载保护，恢复步骤(2)的正常条件下再入倾侧角指令大小的计算功能，以避免由于长时间的过载保护引起飞行器的再入航程过长；若飞行器的当前过载小于等于设定的过载保护启动阈值D1，不启动过载保护功能；

(5)设定过载保护功能激活阈值D₃：

D₃＝k₃N_Max

式中k₃为过载保护功能激活设计参数；

在预测计算飞行器落点的过程中，记录预测最大过载D_MaxPred，当D_MaxPred大于D₃时，即认为当前过载存在较大的超限的风险，令FDrag为1，否则保持FDrag值不变。

2.根据权利要求1所述的一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，其特征在于：所述设计参数k₁的取值范围为0.50～0.85。

3.根据权利要求1所述的一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，其特征在于：所述设计参数k₂的取值范围为0.60～0.90。

4.根据权利要求1所述的一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，其特征在于：所述设计参数k₃的取值范围为0.9～1.05。

5.根据权利要求1所述的一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，其特征在于：所述设计参数k_σ的取值范围为0.5～2.0。