CN104571125B - 一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法 - Google Patents

Abstract

一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法，首先计算再入坐标系下新的要求纵向航程和横向航程；并计算纵向航程调整量和横向航程调整量；然后计算弹道变化参数A和B；利用弹道变化参数对标准弹道制导律的自变量进行线性变换，并对导航计算纵向航程和横向航程做平移变换；最后利用线性变换后的标准弹道制导律自变量以及平移变换后的导航计算纵向航程和横向航程进行标准弹道法制导计算；本发明不需要更换标准弹道即可以满足各种再入初终端条件变化(尤其是纵向航程变化)的再入需求，同时不损失终端状态控制精度，最大程度地满足了任务灵活性以及终端控制指标要求。

Description

一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法

技术领域

本发明涉及一种利用一条标准弹道适应多种条件的再入控制方法，通过对已装载的标准弹道长度和自变量进行合理的变换使之能够适应不同再入工况，属于再入飞行器制导技术领域。

背景技术

标准弹道制导法是一种通用的飞行器再入制导方法，标准弹道一般是指是在飞行器发射或者返回之前，飞行器计算机内提前装订的一条根据任务先期设计工况得到的以若干飞行过程特征参数表示的数据表格。采用标准弹道法德飞行器再入飞行过程中往往要利用导航数据计算得到的当前的弹道特征数据，通过求解与标准弹道的差值形成制导反馈，修正制导指令使飞行器尽可能沿事前规划的弹道再入飞行，从而提高终端状态的控制精度。

由于再入飞行任务实施过程中往往会受到各种客观因素的干扰，在有些干扰的情况下使得再入返回的任务目标或者初终端状态产生较大的变化，如有时飞行器因某种故障提前或推迟返回，这种情况下再入点位置速度与设计状态会有明显不同，部分情况下甚至落区也有所不同；有时地面飞行控制部门会因气象条件选择飞行器选择备用着陆场着陆；有时地面飞行控制部门参考开伞后风速的影响为确保着陆点位置从而对制导回路的瞄准点(往往是开伞点)位置进行较大的调整，有时也会因为避让着陆场建筑物或公共设施等调整制导回路终端位置状态。在以上种种任务要求变化发生时，往往意味着之前预装订的弹道设计工况已经与任务要求发生了明显的变化，在这种情况下继续跟踪原有的标准弹道很明显无法满足着陆点变化和着陆点精度的需求，甚至会由于再入过程中制导指令不合理导致如过载等过程约束无法满足，威胁再入安全。

为了解决这种弹道不匹配问题，一种直接的想法是针对各种情况设计对应的标准弹道，然后根据任务需求从多条标准弹道中选择，而这种方法是运载火箭习惯采取的措施。但是与发射窗口约束较为明显的运载发射相比，飞行器再入飞行的工况要复杂很多，如果采用这种方法对存储的需求显然较大，而且无法保证匹配的覆盖性和弹道对应的精确性。为此，本发明提出一种标准弹道变换方法，通过对弹道数据进行平移、标准弹道自变量进行线性变换使标准弹道能够适应以上提到的多种任务需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法，实现了不需要更换标准弹道即可以满足各种再入初终端条件变化(尤其是纵向航程变化)的再入需求，同时不损失终端状态控制精度，最大程度地满足了任务灵活性以及终端控制指标要求。

本发明的技术解决方案是：一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法，所述标准弹道是指在飞行器发射或者返回之前，飞行器计算机内预先装订的一条根据任务先期设计工况得到的以若干飞行过程特征参数表示的数据表格，所述数据表格形式根据不同的标准弹道确定步骤如下：

(1)根据任务要求计算再入坐标系下新的要求纵向航程R_L′和横向航程Z_L′；

(2)根据步骤(1)得到的新的要求纵向航程R_L′和横向航程Z_L′计算纵向航程调整量ΔR_L和横向航程调整量ΔZ_L；具体由公式：

ΔR_L＝R_L-R_L′

ΔZ_L＝Z_L-Z_L′

给出，其中R_L和Z_L分别为标准弹道所对应的要求纵向航程和横向航程设计初值；

(3)根据新任务要求的标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值p₁和终端值p₂，计算各个标准弹道制导律自变量对应的弹道变化参数A和B，所述标准弹道制导律的自变量包括：飞行器时间和飞行器单位能量；

(4)地面注入步骤(2)中计算的纵向航程调整量ΔR_L、横向航程调整量ΔZ_L和步骤(3)中计算各个标准弹道制导律自变量对应的弹道变化参数A和B；

(5)利用步骤(3)得到的弹道变化参数对标准弹道制导律的自变量进行线性变换；

(6)利用步骤(2)得到的纵向航程调整量ΔR_L和横向航程调整量ΔZ_L对导航计算纵向航程和横向航程做平移变换；

(7)利用步骤(5)线性变换后的标准弹道制导律自变量以及步骤(6)中平移变换后的导航计算纵向航程和横向航程进行标准弹道法制导计算。

所述步骤(3)中根据新任务要求的标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值p₁和终端值p₂，计算各个标准弹道制导律自变量对应的弹道变化参数A和B，具体为：

(3-1)给出标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值p¹与该标准弹道制导律自变量弹道变化参数A和B的关系式，具体为：

Ap₁+B＝p_START

其中p_START为预先存储的标准弹道所对应的该标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值；

(3-2)给出标准弹道制导律自变量返回弹道终端值p₂与该标准弹道制导律自变量弹道变化参数A和B的关系式，具体为：

Ap₂+B＝p_END

其中p_END为预先存储的标准弹道所对应的该标准弹道制导律自变量返回弹道再入终端值；

(3-3)求解步骤(3-1)和(3-2)中的方程，得到该标准弹道制导律自变量的弹道变化参数A和B；

(3-4)根据数学仿真结果，对弹道变化参数B进行调整，具体的调整原则为：

(a)终端状态控制精度满足预先设定的精度要求；

(b)再入过程倾侧角剖面距离饱和的裕量大于等于10°。

所述步骤(5)中利用步骤(3)得到的弹道变化参数对标准弹道制导律的自变量进行线性变换，具体由公式：

p_GNC＝Ap+B

给出，其中，p_GNC为线性变换之后的标准弹道制导律的自变量，p为线性变换之前的标准弹道制导律的自变量。

所述步骤(6)中利用步骤(2)得到的纵向航程调整量ΔR_L和横向航程调整量ΔZ_L对导航计算纵向航程和横向航程做平移变换，具体由公式：

R_L1′＝R_L1+ΔR_L

Z_L1′＝Z_L1+ΔZ_L

给出，R_L1′和Z_L1′为平移变换后的导航计算纵向航程和横向航程，R_L1和Z_L1为平移变换前的导航计算纵向航程和横向航程。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明无需装载其余多条弹道，从而有效节省了飞行器器上存储空间(由于再入飞行器器上计算机存储空间十分有限，而再入飞行的控制程序往往代码量又很大，存储空间往往还需要针对在轨和再入环境进行可靠性处理，因此存储空间非常有限和昂贵)。并且飞行器所需的注入调整量很小，无需因为注入大量弹道数据而中断返回再入前紧张的其他数据注入和遥测遥控工作，保证了飞行器再入任务的可靠和执行效率，降低了地面任务控制成本。

(2)本发明无需重新设计标准制导法的反馈增益，往往不需要更改或者仅仅小范围调整仿真确认即可，从而使得地面飞行控制的制导律计算的任务量和任务复杂程度大大降低，保证了飞行控制的合理有序。

(3)本发明是针对载人飞船一类的飞行器采用的标准弹道法进行的设计，其设计依据和思路完全适用于诸如高超声速飞行器或者航天飞机再入过程中的阻力跟踪段，对于采用能量等其他自变量的标准弹道设计也提供了良好的应用基础。

附图说明

图1为本发明的流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

采用标准弹道法进行制导的再入飞行器往往需要事先装载一条或者多条根据任务先期设计工况得到的以若干飞行过程特征参数表示的数据表格，这种数据表格就是所谓的标准弹道。在飞行再入过程中，制导系统需要利用导航信息提供的数据计算实时的飞行过程特征参数；由于摄动的存在，实时计算出的特征参数与根据标准弹道求解出来的理想特征参数会有误差，这样将这些误差通过适当的反馈增益(一般通过反馈理论或者小线性摄动理论求解得到)变化进入制导指令求解过程中，可以使计算得到制导指令适合对于标准弹道的跟踪，从而对飞行器的飞行过程进行控制，使其尽可能沿着预期的弹道状态飞行并达到预定目标。很明显可以看出，如果当前状态距离标准弹道误差较大，飞行器再入过程中的制导指令的修正也不会合理，对于弹道状态的跟踪精度会有明显下降，而由于任务要求变化使得标准弹道不匹配的情况下，一方面无法准确跟踪标准弹道，另外一方面跟踪目标本身就是不合理的，这对再入飞行安全和终端状态控制精度是很不利的。本发明针对的问题就来源于载人飞船任务需要具备多天返回能力、主场副场选择能力、风修正能力，这些新需求具备如下特点：

(1)各天返回的制动点和离轨制动量不同、再入点不同，因此强迫返回到同一开伞点的弹道起始点和形状也不同；

(2)开伞点风修正以及落区建筑物等的躲避要求，要求开伞点可调整，调整距离可达数十公里以上；

(3)需要副场返回或者应急状态的升力返回时，由于落区变化，开伞点的终点位置会有很大不同，最大差别可达上千公里。

从上可见。以上这些需求都会影响标准轨道的基本形状，从而使得传统的标准轨道法难以应用，而多弹道的空间代价又十分昂贵而且也无法保证覆盖性和匹配的精度。因此，如果标准弹道本身能够适当改变以匹配实际任务要求，那么对于保证再入的精度和安全就有着重要的意义。本发明就提供了一种方法，可以应对这种任务要求变化产生的弹道调整要求，同时保证再入过程的安全并满足终端控制指标要求。

如图1所示为本发明的流程图，从图1可知，本发明提出的一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法，步骤如下：

(1)根据任务要求计算再入坐标系下新的要求纵向航程R_L′和横向航程Z_L′，具体计算过程参见《载人飞船轨道确定和返回控制》第540页～543页；

(2)计算纵向航程调整量和横向航程调整量ΔR_L和ΔZ_L；

ΔR_L＝R_L-R_L′

ΔZ_L＝Z_L-Z_L′

其中R_L和Z_L分别为标准弹道所对应的纵向航程和横向航程设计初值。从公式可以看出航向调整量正值为缩短纵向航程；横向调整量正值为向左侧调整；

(3)计算弹道变化参数A、B。A、B参数由对弹道进行线性变化，使得变换后的标准弹道，标准再入点位于实际弹道再入点，标准开伞点位于实际弹道开伞点，将大误差变换为小幅跟踪的小误差，能最大限度适用标准弹道制导规律，提高开伞点精度。这两个参数由地面注入修改，需要提醒的是标称弹道所对应的正常返回条件下A＝1，B＝0，表示弹道不需要进行调整，所述标准弹道制导律的自变量包括：飞行器时间和飞行器单位能量。

所述步骤(3)中弹道变化参数A、B的计算按照如下步骤进行：

(3-1)给出标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值p¹与该标准弹道制导律自变量弹道变化参数A和B的关系式，具体为：

Ap₁+B＝p_START

其中p_START为预先存储的标准弹道所对应的该标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值；

(3-2)给出标准弹道制导律自变量返回弹道终端值p₂与该标准弹道制导律自变量弹道变化参数A和B的关系式，具体为：

Ap₂+B＝p_END

其中p_END为预先存储的标准弹道所对应的该标准弹道制导律自变量返回弹道再入终端值；

(3-3)求解步骤(3-1)和(3-2)中的方程，得到该标准弹道制导律自变量的弹道变化参数A和B；

(3-4)根据数学仿真结果，对弹道变化参数B进行调整，具体的调整原则为：

(a)终端状态控制精度满足预先设定的精度要求；

(b)再入过程倾侧角剖面距离饱和的裕量大于等于10°。

以自变量形式为飞行器时间t为例，具体步骤如下：

(3-1)令t₁、t₂分别为新任务要求的返回弹道再入初始时刻和终端时刻。

(3-2)对于再入初始时刻t₁列出方程：

At₁+B＝t_START；

其中t_START为存储的标准弹道所对应的再入初始时刻；

(3-3)对于终端状态时刻t₂列出方程

At₂+B＝t_END

其中t_END为存储的标准弹道所对应的再入终端时刻；

(3-4)联立步骤(2)和(3)所得出的方程，求出弹道变化参数A、B；

(3-5)根据数学仿真结果，适当调整B参数，调整依据以下原则：

a.保证终端状态控制精度满足指标要求；

b.再入过程倾侧角剖面距离饱和具有较大裕量。

分析和仿真表明，当A、B因子调整合适时，可改善制导的控制裕度，增强控制对不确定性的鲁棒控制性能。

(4)地面注入纵向航程调整量ΔR_L和ΔZ_L和弹道变化参数A、B；

(5)标准弹道法制导计算前，对标准弹道制导律的自变量(以自变量形式为飞行器时间t为例)，进行如下线性变换：

t_GNC＝At+B

其中，t_GNC为线性变换之后的标准弹道制导律的自变量，t为线性变换之前的标准弹道制导律的自变量。

(6)标准弹道法制导计算前，导航计算的当前纵向航程R_L1和横向航程Z_L1做如下平移变换：

R_L1′＝R_L1+ΔR_L

Z_L1′＝Z_L1+ΔZ_L

给出，R_L1′和Z_L1′为平移变换后的导航计算纵向航程和横向航程，R_L1和Z_L1为平移变换前的导航计算纵向航程和横向航程；

(7)进行标准弹道法制导计算，具体计算过程参见《飞行器再入动力学和制导》第382页～399页。

具体实施例：

考虑以下工况是否进行弹道调整的对比仿真：标称设计为利用升力返回主着陆场，装载一条对应标准弹道，由于主着陆场气象问题改为通过改变制动增量返回落点位置距离主着陆场约1000公里外的副着陆场(再入点位置、落区位置数据以及再入任务过程数据保密，此处仅提供计算结果)：

(1)计算得到纵向航程调整量ΔR_L：923186.463168米；横向航程调整量ΔZ_L：-22642.966976米；

(2)根据任务设计参数计算弹道变化参数：A＝1.086116，B＝-0.678623；

(3)仿真优化B参数为-0.069；

(4)注入地面注入纵向航程调整量ΔR_L、ΔZ_L和弹道变化参数A、B。

仿真结果：

(1)如果不进行弹道调整，纵向误差：877260.534米，横向误差：55101.796米；

(2)如果进行弹道调整，纵向误差：1847.380473，横向误差：-5651.490222米。

从中可以看出采用本发明的调整方法可以保障再入安全，同时可以获得很好的落点精度。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法，所述标准弹道是指在飞行器发射或者返回之前，飞行器计算机内预先装订的一条根据任务先期设计工况得到的以若干飞行过程特征参数表示的数据表格，所述数据表格形式根据不同的标准弹道确定，其特征在于步骤如下：

(1)根据任务要求计算再入坐标系下新的要求纵向航程R′_L和横向航程Z′_L；

(2)根据步骤(1)得到的新的要求纵向航程R′_L和横向航程Z′_L计算纵向航程调整量ΔR_L和横向航程调整量ΔZ_L；具体由公式：

ΔR_L＝R_L-R′_L

ΔZ_L＝Z_L-Z′_L

给出，其中R_L和Z_L分别为标准弹道所对应的要求纵向航程和横向航程设计初值；

(3)根据新任务要求的标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值p₁和终端值p₂，计算各个标准弹道制导律自变量对应的弹道变化参数A和B，具体为：

(3-1)给出标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值p₁与该标准弹道制导律自变量弹道变化参数A和B的关系式，具体为：

Ap₁+B＝p_START

其中p_START为预先存储的标准弹道所对应的该标准弹道制导律自变量返回弹道再入初始值；

(3-2)给出标准弹道制导律自变量返回弹道终端值p₂与该标准弹道制导律自变量弹道变化参数A和B的关系式，具体为：

Ap₂+B＝p_END

其中p_END为预先存储的标准弹道所对应的该标准弹道制导律自变量返回弹道再入终端值；

(3-3)求解步骤(3-1)和(3-2)中的方程，得到该标准弹道制导律自变量的弹道变化参数A和B；

(3-4)根据数学仿真结果，对弹道变化参数B进行调整，具体的调整原则为：

(a)终端状态控制精度满足预先设定的精度要求；

(b)再入过程倾侧角剖面距离饱和的裕量大于等于10°；

(4)地面注入步骤(2)中计算的纵向航程调整量ΔR_L、横向航程调整量ΔZ_L和步骤(3)中计算各个标准弹道制导律自变量对应的弹道变化参数A和B；

(5)利用步骤(3)得到的弹道变化参数对标准弹道制导律的自变量进行线性变换；具体由公式：

p_GNC＝Ap+B

给出，其中，p_GNC为线性变换之后的标准弹道制导律的自变量，p为线性变换之前的标准弹道制导律的自变量；

(6)利用步骤(2)得到的纵向航程调整量ΔR_L和横向航程调整量ΔZ_L对导航计算纵向航程和横向航程做平移变换；具体由公式：

R′_L1＝R_L1+ΔR_L

Z′_L1＝Z_L1+ΔZ_L

给出，R′_L1和Z′_L1为平移变换后的导航计算纵向航程和横向航程，R_L1和Z_L1为平移变换前的导航计算纵向航程和横向航程；

(7)利用步骤(5)线性变换后的标准弹道制导律自变量以及步骤(6)中平移变换后的导航计算纵向航程和横向航程进行标准弹道法制导计算。