CN104634182B - 一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法。根据飞行器飞行阶段标志，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序；数值计算出标准弹道参数；判断弹道更新时间到否，如果到则更新弹道，否则保持原弹道不变；根据导航结果与标准弹道数据形成倾侧角指令。本发明根据初次再入与二次再入两段分别调用数值预测程序，形成标准弹道，通过跟踪制导继承了该方法成熟可靠、对导航偏差鲁棒性高的优点，可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。

Description

一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法

技术领域

本发明涉及一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法，特别是在初次再入段及二次再入段结合在线数值预测方法时，利用标准弹道跟踪的倾侧角指令大小计算方法，可以直接应用于各种再入式飞行器的纵向制导方法设计。

背景技术

对于一类到达地球附近时(120km以下，进入稠密地球大气层后)，其地速远大于当地圆轨道速度的高速返回飞行器。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。此外，飞行器二次再入后，制导系统需要克服由于飞行器逸出飞行所引起的二次再入点散布较大的问题。上述情况使得传统的标准弹道法难以适应。

为了解决上述问题，目前最有效的方案是采用数值预测-校正方法。但标准轨道法在工程上取得广泛的应用，其优点在于在线计算量小、控制精度较高、对导航偏差的适应性较好，因此需要结合两种方案的优点，以解决跳跃式再入制导问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题:克服现有技术的不足，提供一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法,提供一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法,在保持标准弹道法成熟、可靠、对导航偏差适应性强的优势下，利用预测-校正进一步提高制导系统的偏差适应能力。

本发明包括如下技术方案：

(1)根据器上计算机记录的飞行阶段标志PhaseFlag，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序，所述程序功能是根据当前的导航位置、速度及校正后的倾侧角指令，数值积分质心动力学方程，形式如下

$\stackrel{\stackrel{.}{\→}}{P}=\stackrel{\stackrel{.}{\→}}{V}$

$\stackrel{\stackrel{.}{\→}}{V}=\stackrel{\→}{F}+\stackrel{\→}{G}$

其中为惯性系下位置矢量，为惯性系下速度矢量，为飞行器受到的气动力矢量，为飞行器受到的重力矢量；

(2)利用步骤(1)中计算得到的飞行器位置、速度矢量，计算下列数据

$\stackrel{\‾}{q}=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2$

$\mathrm{\Δ\θ}={\cos }^{-1}\frac{y_e+r_E}{R}$

其中为动压，ρ为飞行器当前位置的大气密度，Δθ为飞行器当前位置相对航程起算原点的地面大圆弧对应的地心张角，y_e为飞行器位置坐标，R为飞行器的地心距，r_E为地球半径；

(3)利用步骤(1)与(2)中获得的弹道参数计算飞行器轴向过载n_x，高度变化率航程L，航程变化率相应的计算公式如下

$n_x=\frac{\stackrel{\‾}{q}S{C}_x}{m{g}_0}$

$\stackrel{.}{h}=\frac{h-h_L}{\mathrm{\ΔT}}$

L＝r_EΔθ

$\stackrel{.}{L}=\frac{L-L_L}{\mathrm{\ΔT}}$

其中S为参考面积，C_x为轴向力系数，m为飞行器质量，g₀为重力加速度，h为高度，h_L为上一周期高度，ΔT为计算步长，L_L表示上一周期的L；

(4)记录步骤(3)中计算的标准弹道数据；

(5)根据步骤(4)中记录的标准弹道数据，计算倾侧角指令其计算公式如下

${\mathrm{\γ}}_V^{*}=\arccos [\cos \left({\mathrm{\γ}}_{V0}\right)+k_1\mathrm{\Δ}{n}_x+k_2\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{h}+k_3\mathrm{\ΔL}+k_4\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{L}]$

Δn_x＝n_x-n_x,Navi

$\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{h}=\stackrel{.}{h}-{\stackrel{.}{h}}_{\mathrm{Navi}}$

ΔL＝L-L_Navi

$\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{L}=\stackrel{.}{L}-{\stackrel{.}{L}}_{\mathrm{Navi}}$

其中γ_V0为标称倾侧角指令，k_i为反馈增益，i＝1,…,4，下标Navi表示导航结果。

本发明与现有技术相比具有如下优点：使用标准弹道跟踪制导，提高了对导航偏差的适应性以及整体的可靠性；利用预测-校正以解决大气密度、气动特性不确定性摄动问题，以及初次再入段控制精度要求高、二次再入段初始散布大的困难，能够有效的实现落点散布指标要求，具有满意的鲁棒性与适应性。本发明可以方便的应用于相关问题中。

附图说明

图1为本发明方法的实现流程图；

图2为本发明方法可实现的开伞点散布水平；

图3为单纯使用预测校正方法时可实现的开伞点落点散布水平；

图4为单纯使用标准弹道方法时可实现的开伞点落点散布水平。

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，给出了一种初次再入段及二次再入段利用标准弹道在线修正，并通过弹道跟踪实现纵向制导的方法。

首先，根据器载计算机阶段标志PhaseFlag判断当前的飞行状态，并调用初次再入段或二次再入段弹道预测程序，所述程序是将当前的导航位置导航速度作为预测初值，数值积分下面的质心动力学方程

$\stackrel{\stackrel{.}{\→}}{P}=\stackrel{\stackrel{.}{\→}}{V}$

$\stackrel{\stackrel{.}{\→}}{V}=\stackrel{\→}{F}+\stackrel{\→}{G}$

对于积分过程中需要使用的倾侧角指令，采用标称值加修正量的方式获得，从而可以得到飞行器后续的飞行弹道(位置速度)。该弹道即作为飞行器的期望弹道，通过制导律保证对该期望弹道的跟踪。

为了获得跟踪制导律需要的标称数据，需要利用上述位置、速度信息计算弹道上的基本数据如下

$\stackrel{\‾}{q}=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2$

$\mathrm{\Δ\θ}={\cos }^{-1}\frac{y_e+r_E}{R}$

其中为飞行器的动压，ρ为大气密度，可以根据飞行器当前高度通过标准大气表格得到。Δθ为飞行器当前位置距离坐标原点的地心张角，而飞行器的位置坐标则要将投影到航程起算点为原点的坐标系下。

通过上述计算步骤，对于制导律设计中需要的标准弹道参数，其计算方法如下

$n_x=\frac{\stackrel{\‾}{q}S{C}_x}{m{g}_0}$

$\stackrel{.}{h}=\frac{h-h_L}{\mathrm{\ΔT}}$

$\stackrel{.}{L}=\frac{L-L_L}{\mathrm{\ΔT}}$

其中n_x为飞行器轴向过载，为高度变化率，L为航程，为航程变化率。为动压，S为参考面积，C_x为轴向力系数，m为飞行器质量，g₀为重力加速度，h为高度，h_L为上一周期高度，ΔT为计算步长，r_E为地球半径，Δθ为地面大圆弧对应的地心角，L_L表示上一周期的L。

上述标准弹道参数对于每一个时间点均可计算获得，即形成如下的时间序列

n_x(t₀)，n_x(t₀+Δt)，n_x(t₀+2Δt)，……，n_x(t₀+nΔt)

$\stackrel{.}{h}\left(t_0\right),\stackrel{.}{h}(t_0+\mathrm{\Δt}),\stackrel{.}{h}(t_0+2\mathrm{\Δt}),......,\stackrel{.}{h}(t_0+\mathrm{n\Δt})$

L(t₀)，L(t₀+Δt)，L(t₀+2Δt)，……，L(t₀+nΔt)

$\stackrel{.}{L}\left(t_0\right),\stackrel{.}{L}(t_0+\mathrm{\Δt}),\stackrel{.}{L}(t_0+2\mathrm{\Δt}),......,\stackrel{.}{L}(t_0+\mathrm{n\Δt})$

当到达弹道更新时间后，利用本次计算的标准弹道数据更新上一次计算的标准弹道数据，则更新后的标准弹道成为跟踪制导律计算的基础。

根据标准弹道法计算倾侧角指令，其计算公式如下

${\mathrm{\γ}}_V^{*}=\arccos [\cos \left({\mathrm{\γ}}_{V0}\right)+k_1\mathrm{\Δ}{n}_x+k_2\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{h}+k_3\mathrm{\ΔL}+k_4\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{L}]$

Δn_x＝n_x-Δt

$\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{h}=\stackrel{.}{h}-{\stackrel{.}{h}}_{\mathrm{Navi}}$

ΔL＝L-L_Navi

$\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{L}=\stackrel{.}{L}-{\stackrel{.}{L}}_{\mathrm{Navi}}$

其中γ_V0为标称倾侧角指令，k_i(i＝1,…,4)为反馈增益，下标Navi表示导航结果，考虑当前时刻为t_Navi，且满足t₀<t_Navi<t₀+nΔt，则可以利用线性插值，找到与t_Navi对应的n_x，L，

与传统的标准弹道法相比，在引入预测修正跟踪弹道的步骤后，可以较好的改善落点的散布精度。图2给出了本方法获得的开伞点控制精度，即落点散布小于25km；如果仅通过预测-校正获得倾侧角指令，而不引入弹道跟踪制导，则落点散布水平将扩大到约35km水平，如图3所示；最后，如果仅使用标准弹道法，则最终的落点控制会出现偏差数千km的情况，如图4所示。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (1)

1.一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法，其特征在于：包括如下步骤：

(1)根据器载计算机记录的飞行阶段标志，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序，所述程序功能是根据当前的导航位置、速度及校正后的倾侧角指令，数值积分质心动力学方程，形式如下

$\stackrel{\&CenterDot;}{\stackrel{\&RightArrow;}{P}}=\stackrel{\&CenterDot;}{\stackrel{\&RightArrow;}{V}}$

$\stackrel{\&CenterDot;}{\stackrel{\&RightArrow;}{V}}=\stackrel{\&RightArrow;}{F}+\stackrel{\&RightArrow;}{G}$

其中为惯性系下位置矢量，为惯性系下速度矢量，为飞行器受到的气动力矢量，为飞行器受到的重力矢量；

(2)利用步骤(1)中计算得到的飞行器位置、速度矢量，计算下列数据

$\stackrel{\&OverBar;}{q}=\frac{1}{2}{\mathrm{\&rho;V}}^2$

$\mathrm{\&Delta;}\mathrm{\&theta;}={\cos }^{-1}\frac{y_e+r_E}{R}$

其中为动压，ρ为飞行器当前位置的大气密度，V为飞行器速度大小，Δθ为飞行器当前位置相对航程起算原点的地面大圆弧对应的地心张角，y_e为飞行器位置坐标，R为飞行器的地心距，r_E为地球半径；

(3)利用步骤(1)与(2)中获得的弹道参数计算飞行器轴向过载n_x，高度变化率航程L，航程变化率相应的计算公式如下

$n_x=\frac{\stackrel{\&OverBar;}{q}{\mathrm{SC}}_x}{{\mathrm{mg}}_0}$

$\stackrel{\&CenterDot;}{h}=\frac{h-h_L}{\mathrm{\&Delta;}T}$

L＝r_EΔθ

$\stackrel{\&CenterDot;}{L}=\frac{L-L_L}{\mathrm{\&Delta;}T}$

其中S为参考面积，C_x为轴向力系数，m为飞行器质量，g₀为重力加速度，h为高度，h_L为上一周期高度，ΔT为计算步长，L_L表示上一周期的L；

(4)记录步骤(3)中计算的标准弹道数据；

(5)根据步骤(4)中记录的标准弹道数据，计算倾侧角指令其计算公式如下

${\mathrm{\&gamma;}}_V^{*}=arccos\&lsqb;cos\left({\mathrm{\&gamma;}}_{V0}\right)+k_1{\mathrm{\&Delta;n}}_x+k_2\mathrm{\&Delta;}\stackrel{\&CenterDot;}{h}+k_3\mathrm{\&Delta;}L+k_4\mathrm{\&Delta;}\stackrel{\&CenterDot;}{L}\&rsqb;$

Δn_x＝n_x-n_x,Navi

$\mathrm{\&Delta;}\stackrel{\&CenterDot;}{h}=\stackrel{\&CenterDot;}{h}-{\stackrel{\&CenterDot;}{h}}_{Navi}$

ΔL＝L-L_Navi

$\mathrm{\&Delta;}\stackrel{\&CenterDot;}{L}=\stackrel{\&CenterDot;}{L}-{\stackrel{\&CenterDot;}{L}}_{Navi}$

其中γ_V0为标称倾侧角指令，k_i为反馈增益，i＝1,…,4，下标Navi表示导航结果。