CN104648695A - 一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法 - Google Patents

Abstract

一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，首先确定初始再入角取值范围和确定倾侧角区域，并选择倾侧角剖面；然后选择飞行器的纵向航程、横向航程区间，划分初始再入角输入区间；计算飞行器到达每一个终端时的纵向航程偏差和横向航程偏差，完成所有初始再入角输入区间和所有终端区间的考核，确定初始再入走廊；最后增加组合的摄动偏差，更新再入走廊，并得到机动性评估结果；将评估结果最小的再入角作为轨道控制瞄准再入角，对飞行器轨道进行控制。根据本方法设计再入走廊解决了跳跃式再入飞行器使用传统方法可能导致的终端状态不可达和瞄准点非最优的问题，有助于减轻再入制导律的设计压力，可以给出快速评估结果以确保任务设计可靠准确。

Description

一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法

技术领域

本发明涉及一种再入走廊最优规划方法，特别是一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，尤其适用于跳跃式再入任务(初始速度远超第一宇宙速度且存大航程需求)，主要在再入飞行器任务设计以及制导律设计前期使用。

背景技术

再入飞行器再入过程中最大减速过载、持续时间、产生的热流等等都需要保持在一定范围内，同时再入飞行器还需要确保能够在预定着陆点着陆或满足终端状态要求。从工程设计经验来看，再入飞行器的飞行状态应该满足一定要求以确保再入过程能够满足各方面的约束，保证再入飞行安全可控。确保再入约束的以某种参数描述的状态范围一般称为再入走廊，再入走廊的形式有多种，对于本发明所针对的弹道—升力式飞行器来说，再入飞行器的再入过程受初始状态影响很大，因此一般考虑以某种参数描述的初始状态包络作为再入走廊，不失一般性主要考虑再入角。

以往任务规划主要以寻找满足基本地球大气捕获的初始状态作为走廊上边界，而以满足最大过载约束的初始状态作为走廊下边界的方法设计再入走廊，这在确保地球大气捕获的较低速度再入任务(如载人飞船等)或者不存在跳跃式再入要求的高速再入任务(如美国的Apollo飞船)设计中是有一定指导意义的；但是随着任务要求的更新如以接近第二宇宙速度甚至更高速度再入地球大气，伴随有大航程需求的小升阻比飞行器再入任务等，这种飞行器速度极高，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。与速度小于第一宇宙速度的再入飞行器不同，跳跃式再入飞行器的运动轨迹存在跃出大气层的过程，离心力、重力以及科氏力的作用在大气稀薄段无法忽略，同时由于二次再入飞行过程过载、航程均受前一阶段的影响，因此无论过载、航程均不能使用再入运动方程的近似解形式获得整段飞行过程的解析解。而仅使用三自由度动力学则无法对超过第一宇宙速度的弹道不稳定阶段或者弹道临界稳定阶段的倾侧角控制所导致的姿态弹道耦合进行评估，容易导致设计可达实际终端状态不可达的问题。也正是有这种问题的存在，准确的飞行器的再入机动性评估也是任务设计以及制导律设计所必要的输入条件，而传统的设计方法在这种情况下无法直接获得精确的机动性能评估结果。

此外，众所周知再入过程是受多种摄动因素综合影响的，其中尤为突出的就是气动参数摄动以及大气环境的摄动，因此再入走廊的设计必须考虑其中的影响，不能简单以标称再入工况的设计作为依据；同时走廊内部势必存在受摄动影响较小的区域，适合作为任务瞄准区域使用，这样也带来评估和寻优的需求，这也是传统的再入走廊设计方法无法满足的。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法,保证形成的再入走廊能够适应各种摄动因素的影响，在姿态弹道耦合的情况下终端状态也是真实可达的，同时还可以给出敏感度寻优结果作为任务瞄准点，并快速给出相应的机动范围。

本发明的技术解决方案是：一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，步骤如下：

(1)确定初始再入角在高能量再入时的取值范围，所述初始再入角在高能量再入时取值范围为：-4°～-7°，所述高能量再入指初始再入速度大于9km/s；

(2)确定倾侧角区域；

(3)在步骤(2)中确定的倾侧角允许区域内选择倾侧角剖面，即建立倾侧角与时间或者单位能量的函数关系，所述函数形式包括常值、分段常值、线性-常值；

(4)选择飞行器到达终端时所需的纵向航程、横向航程区间，所述飞行器到达终端时的纵向航程区间包含待考核的纵向航程区间，飞行器到达终端时的横向航程区间包含待考核的横向航程区间，以固定间隔将纵向航程区间划分为n个区域，以固定间隔将横向航程区间划分为m个区间，形成n×m个终端区间，所述固定间隔大于等于预先设定的终端纵向精度和横向精度，所述终端是指飞行器到达某一预设高度时的状态或者飞行器的速度低于某一预设值时的状态；

(5)以固定间隔将步骤(1)中确定的初始再入角取值范围划分为t个输入区间，所述固定间隔小于等于0.2°；

(6)从步骤(5)中的t个输入区间中的任一输入区间中选取一个数值作为初始再入角，以步骤(4)n×m个终端约束区间中的每一个区间作为一个目标，使用六自由度再入动力学和简易制导方法对飞行器的终端状态进行仿真确认，得到飞行器在飞行过程中的轴向过载，进一步获得飞行器到达每一个终端时距离目标中心点的纵向航程偏差和横向航程偏差，进入步骤(7)；

(7)若步骤(6)中获得的纵向航程偏差或横向航程偏差超过预先设定的阈值，或者再入过程中飞行器的轴向过载超过预先设定的阈值，则标记当前终端区域为不可达；否则标记当前区域可达；

(8)重复步骤(6)～步骤(7)，直至遍历步骤(5)中的t个区间，完成所有初始再入角输入区间和所有终端区间的考核；

(9)根据步骤(8)得到的考核结果，得到各个初始再入角对应的纵程区间可达数据和横程区间可达数据，将满足预先设定阈值的纵程区间可达数据和横程区间可达数据对应的初始再入角区间作为初始再入走廊；

(10)在六自由度再入动力学中增加组合的摄动偏差，重复步骤(6)～步骤(9)，更新再入走廊，并得到机动性评估结果；所述摄动包括阻力系数Cd、升阻比Cl和大气密度ρ；

(11)对步骤(10)确定的再入走廊，以固定间隔将再入走廊中的初始再入角区间共划分为p个考核区间，对每一个考核区间选取一个初始再入角，并对选取的每一个初始再入角，针对不同的摄动源，分别计算纵向航程、横向航程和轴向过载峰值各自对摄动的敏感度，得到表格形式的统计数据；

(12)对步骤(11)获得的结果进行统计，利用加权统计的方法对步骤(11)确定的每一个初始再入角进行评估，得到评估结果，将评估结果最小的初始再入角作为轨道控制瞄准再入角，对飞行器轨道进行控制。

所述步骤(2)中的确定倾侧角区域，具体为：

所述倾侧角不得在0±N°、180±N°、90±N°和-90±N°范围内选取，所述N的取值范围为：10～20。

所述步骤(11)中的敏感度由公式：

$\frac{\∂R_L}{\∂x}=\frac{R_L^{\text{'}}-R_L}{\mathrm{\Δx}}$

$\frac{\∂Z_L}{\∂x}=\frac{Z_L^{\text{'}}-Z_L}{\mathrm{\Δx}}$

$\frac{\∂g_{\mathrm{peak}}}{\∂x}=\frac{g_{\mathrm{peak}}^{\text{'}}-g_{\mathrm{peak}}}{\mathrm{\Δx}}$

给出，其中为纵向航程对摄动的敏感度，R′_L为动力学增加摄动后得到的纵向航程，R_L为未添加摄动的纵向航程，Δx为摄动幅值；为纵向航程对摄动的敏感度，Z′_L为动力学增加摄动后得到的横向航程，Z_L为未添加摄动的横向航程；为纵向航程对摄动的敏感度，g′_peak为动力学增加摄动后得到的轴向过载峰值，g_peak为未添加摄动的轴向过载峰值。

本发明与现有技术先比的有益效果为：

(1)本发明与制导律设计的基本要求相结合，考虑了倾侧角实际可用区间以及倾侧角控制过程的影响，确保再入走廊的设计与再入动力学特征匹配，同时也符合制导律设计的约束，保证了进入再入走廊的飞行器可以获得设计的终端状态的能力，降低了制导律设计的压力，同时也保证了任务设计的正确性。

(2)本发明在再入走廊的设计过程中考虑典型摄动的影响，采用这种方法设计的再入走廊保证了在多摄动组合摄动下飞行器仍然具备到达终端状态的能力，在事实上提高了再入走廊的设计结果的鲁棒性，保证了工程实施的可靠性和可用性；这种方法在选择合适的边界后还可以迅速给出与制导能力匹配的飞行器机动范围，一方面很大程度缩短了机动性评估的时间，另一方面也提高了机动性评估的准确性。

(3)本发明设计了再入走廊内部进行小摄动下敏感度计算寻优的方法，在再入走廊内部找到再入飞行过程摄动影响最小的区域作为任务瞄准点，可以进一步提高任务设计的可靠性，减轻飞行控制的压力。

(4)与目前小升力体再入飞行器传统再入走廊设计中无法考虑制导约束和姿态轨道耦合、摄动源影响等相比，本发明适用于初始能量较高，过程复杂的再入任务设计和制导律先期设计，为今后深空探测返回地球以及外行星着陆的任务设计及评估工作提供了良好的应用基础。

附图说明

图1为本发明方法的实现流程图；

图2为倾侧角可用的象限示意图；

图3为设计过程使用的倾侧角剖面示意图；

图4为机动性评估结果示意图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明的具体实施方式做进一步的详细描述。

小升阻比再入飞行器一般采用钝头旋成体的气动外形，其再入过程中可用升力要远小于气动阻力，因此称其再入过程为弹道—升力式再入。这种飞行器主要通过倾侧角机动的方式改变升力在再入纵平面内的分量从而控制纵向航程，同时在横向上主要通过倾侧角的左右变号保证升力的水平分量引起的再入纵平面外偏移得到控制，从而最终满足终端条件(一般为确定高度上的位置约束)，同时由于结构和热防护的要求总是要求飞行器的气动减速能够在保证飞行器安全的范围之内，因此往往对这类飞行器再入过程中还有过载约束条件。从工程设计经验来看，这种再入飞行器的再入过程受初始状态影响很大，因此一般考虑以某种参数描述的初始状态包络作为再入走廊，确保飞行器再入初始状态处于这一走廊内部时均具备满足各项约束的能力，对于这类飞行器再入走廊的构成形式主要是再入角区间。

跳跃式再入弹道是指飞行器通过制导有效地控制减速过程，使得飞行器在初次进入大气层后由于气动力的作用改变速度倾角方向转为上升飞行，直至飞出大气层后飞行一段时间再次进入大气层再入的弹道形态，有的飞行器会采用多次的跳跃完成再入任务，这种弹道形态适合于对过载约束以及航程要求敏感的高速再入任务中。采用这种弹道形态的飞行器如果减速过程不合理，在多种摄动的情况下就有可能出现无法在预期时间窗口内完成捕获或者再入过程中过载控制失败。因此这种弹道形态的再入走廊一般来说都要更加狭窄一些；同时，由于存在跃出大气层的过程，跳跃式再入过程中离心力、重力以及科氏力的作用在无法忽略，而且由于二次再入飞行过程过载、航程均受前面飞行过程的影响，因此纵向和横向的控制耦合更加强烈，在这种情况下从跳跃式再入的本质考虑，必须将制导律和各种摄动的影响加以考虑，同时机动范围的评估也需要与再入走廊的设计同时进行。

(1)倾侧角的可用性设计：倾侧角的可用性设计主要需要考虑两个方面：一个方面其取值范围应该是实际制导律设计以及飞行使用的倾侧角范围，另外一个方面就是倾侧角的控制的动态过程也需要在设计中考虑。理论上倾侧角可以取值的范围是-180°—+180°，然而这个区间内并不都会在工程实施以及制导律设计中采用，这主要是考虑到小升阻比飞行器再入过程中纵向控制和横向控制是耦合在一起的，因此倾侧角±90°时意味着所有的升力均用在横向控制上，而0°和±180°则意味着升力均用在纵向控制中，这种饱和控制往往会加剧纵向和横向的耦合，导致制导系统性能变差，因此为了避免这种饱和控制的出现，一般来说倾侧角纵向和横向控制各留一定裕度，这样在象限中就了图2所示的倾侧角可用性区域，即不允许部分使用涂黑部分的倾侧角。倾侧角变号过程属于姿态机动过程，这个过程一般来说看以看作是bang-bang的加减速过程，这个过程时间往往需要方案设计过程中考虑飞行器的惯量、执行机构的能力以及误差、滚动稳定力矩和稳定力矩综合确定。倾侧角正负变号如果不特别加以限制一般选取最短路径，这样如果机动过程经过0倾侧角则飞行器会相对使用更多的升力用于抵消重力作用，因此飞行器偏向于飞得更远，减速变慢；反之机动过程经过±180°则飞行器会相对使用更多的升力用于加大重力作用，因此飞行器偏向于飞得更近，在这种情况下需要评估动力学至少能够合理模拟滚动方向的控制机动过程，一般来说可以使用将俯仰和偏航方向在静配平和控制系统综合作用下呈现小幅周期振荡情况，振荡周期较小，因此可以等效为静配平飞行状态，在此合理假设下，可以使用简化了俯仰偏航通道动力学的四自由度动力学。

(2)考虑终端状态和过程约束：一般来说，弹道升力式再入飞行器的终端状态为位置，过程约束为过载。为了保证状态的真实可达，就需要确保至少存在合理的倾侧角指令序列确保对其的跟踪可以满足终端状态，同时飞行过程中满足过载约束。很明显在这种评估环节中需要的是简便和合理的制导计算而不是绝对精确的制导律，考虑到离线设计的特点，因此可以选择数字预测—校正算法中最简单快速的牛顿迭代方法进行纵向制导，而横向制导计算则选择速度和速度方向决定的固定漏斗形式。迭代法一般需要一个倾侧角剖面也即倾侧角指令序列，很明显过于复杂的倾侧角剖面无法通过数学仿真的方式进行覆盖。在这里可以确立以下近似和先验知识：

(a)如果考虑再入飞行段主要经受的是气动力，相比之下重力和科氏力的影响短期内可以忽略。

(b)可以将返回器位置近似看作倾侧角控制产生的升力和阻力分配后产生的加速度随时间积分的结果；

(c)鉴于倾侧角有界，因倾侧角变化而产生的升力和阻力变化可以看作是大气密度(一般来说可以简化为与高度相关的函数，因此有界连续)和倾侧角的函数；

在以上近似和先验的基础上可以得出如下近似：任何倾侧角剖面总可以用一个常值倾侧角剖面近似。这种假设对于弹道走廊的分析是有用的。因此无论是分段常值倾侧角还是常值倾侧角形式均可以使用。

在确定了倾侧角剖面和倾侧角可用性的基础上，就可以利用简易制导算法对确定的终端状态进行仿真分析从而得到是否可达的结论；同时可以通过统计过程中的过载是否超过指标范围判断当前工况是否属于工程可以接受的实际可达的范围。

一般来说，需要根据工程要求适当放开纵程和横程约束，这样再入走廊设计过程就可以得到可达纵程所对应的可达横程的数据，进而可以通过纵程—横程曲线评估再入走廊的形态以及对应的机动范围。

(3)考虑摄动影响确定再入走廊以及得到机动范围评估结果。众所周知的是，由于再入环境中总是受到各种摄动干扰，其中尤其突出的是气动参数摄动以及大气密度的摄动，事实上高度再入段的能量耗散更为集中，因此摄动作用对于最终航程和过程约束是否满足有着至关重要的影响，考虑一般工程设计考虑的主要摄动源：阻力系数Cd、升阻比Cl、大气密度ρ等。重复再入走廊设计过程评估再入走廊的变化情况并得到机动性评估结果。

(4)根据敏感度得到再入走廊内部最优瞄准点。由于再入过程中摄动非线性程度较强，因此合理的再入角不能简单地瞄准再入走廊中线。假设再入走廊中总是存在最优瞄准点，那么就工程实践和制导律设计来说，这一瞄准点应该满足其附近摄动相对较小或者摄动线性程度较好，同时距离走廊上下界裕度足够这洋相要求。这种优化后的瞄准点有利于剖面设计并确保制导律的性能。

如图1所示，本发明提出了一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，步骤如下(假设终端条件以满足纵向航程范围[R_min，R_max]，横向机动范围[Z_min，Z_max]，过程约束以过载不大于g_peak表示)：

(1)确定初始再入角在高能量再入时的取值范围，所述初始再入角在高能量再入时取值范围为：-4°～-7°，所述高能量再入指初始再入速度大于9km/s；

(2)确定倾侧角区域，所述倾侧角不得在0±N°、180±N°、90±N°和-90±N°范围内选取，所述N的取值范围为：10～20；，根据飞行器特性决定滚动机动过程参数，可以选择梯形速度形式或者三角形速度形式或者常值速度形式；

(3)在步骤(2)中确定的倾侧角允许区域内选择倾侧角剖面，即建立倾侧角与时间或者单位能量的函数关系，所述函数形式包括常值、分段常值、线性—常值；

(4)选择飞行器到达终端时所需的纵向航程、横向航程区间，所述飞行器到达终端时的纵向航程区间包含待考核的纵向航程区间，飞行器到达终端时的横向航程区间包含待考核的横向航程区间，以固定间隔将纵向航程区间划分为n个区域，以固定间隔将横向航程区间划分为m个区间，形成n×m个终端区间，所述固定间隔大于等于预先设定的终端纵向精度和横向精度，区间的间隔一般参考工程实施经验选取，一般选择状态指标作为间隔；所述终端是指飞行器结束制导控制时的状态，包括飞行器到达某一高度或者飞行器的速度低于某一值；

(5)以固定间隔将步骤(1)中确定的初始再入角取值范围划分为t个输入区间，所述固定间隔小于等于0.2°；

(6)从步骤(5)中的t个输入区间中选取一个数值作为初始再入角，以步骤(4)n×m个终端约束区间中的每一个区间作为一个目标，使用六自由度再入动力学(参见《飞行器再入动力学和制导》第23页～25页)，利用数值积分预报—牛顿迭代校正法作为纵向制导律，选择固定漏斗形式的横向制导律对飞行器的终端状态进行仿真确认，得到飞行器在飞行过程中的轴向过载，进一步获得飞行器到达终端时距离目标中心点的纵向航程偏差和横向航程偏差，进入步骤(7)；

简化的六自由度动力学方程如下所示：

$\stackrel{.}{r}=v\sin \mathrm{\θ}$

$\stackrel{.}{\mathrm{\λ}}=\frac{v\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ξ}}{r\cos \mathrm{\φ}}$

$\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}=\frac{v\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ξ}}{r}$

$\stackrel{.}{v}=-D-g\sin \mathrm{\θ}+{\mathrm{\ω}}^{2}r\cos \mathrm{\φ}(\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}-\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\ξ})$

$\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}=\frac{L\cos \mathrm{\δ}}{v}+(\frac{v}{r}-\frac{g}{v})\cos \mathrm{\θ}+2\mathrm{\ω}\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\ξ}+\frac{{\mathrm{\ω}}^{2}r\cos \mathrm{\φ}(\cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}+\sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\ξ})}{v}$

$\stackrel{.}{\mathrm{\ξ}}=\frac{L\sin \mathrm{\δ}}{v\cos \mathrm{\θ}}-\frac{v\cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\ξ}\tan \mathrm{\φ}}{r}+2\mathrm{\ω}(\tan \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φson\ξ}-\sin \mathrm{\φ})-\frac{{\mathrm{\ω}}^{2}r\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\ξ}}{v\cos \mathrm{\θ}}$

$\stackrel{.}{\mathrm{\γ}}=a_x$

θ＝θ₀

ψ＝ψ₀

其中，ω是地球自转角速度，r是飞行器地心距，λ为经度，φ为纬度，v是飞行器速度，θ为飞行路径角，ξ为速度方位角，其中ξ＝0表示正东方向。δ为倾侧角，δ＝0表示升力在纵向平面内。γ为滚动角，a_x为滚动角加速度，θ为俯仰角，ψ为偏航角。滚动通道方程为简化形式，使用时可根据气动力矩、惯量等构建完整表达形式。D和L分别表示气动阻力加速度和升力加速度，定义为：

$D=\frac{\mathrm{\ρ}\left(r\right)v^2{S}_{\mathrm{ref}}{C}_D(\mathrm{\α},\mathrm{Ma})}{2m}$

$L=\frac{\mathrm{\ρ}\left(r\right)v^2{S}_{\mathrm{ref}}{C}_L(\mathrm{\α},\mathrm{Ma})}{2m}$

ρ为大气密度，S_ref为飞行器参考面积，m为飞行器质量，C_D为阻力系数，C_L为升力系数。

数值积分预报—牛顿迭代校正法参见《Skip Entry Trajectory Planning andGuidance》(JOURNAL OF GUIDANCE,CONTROL,AND DYNAMICS Vol.31,No.5,September–October 2008)，固定漏斗的横向制导律参见《飞行器再入动力学和制导》386页—388页。

(7)若步骤(6)中获得的纵向航程偏差或横向航程偏差超过预先设定的阈值，或者再入过程中飞行器的轴向过载超过预先设定的阈值求，则标记当前终端区域为不可达；否则标记当前区域可达；

(8)重复步骤(6)～步骤(7)，直至遍历步骤(5)中的t个区间，完成所有初始再入角和所有终端区间的考核；

(9)根据步骤(8)得到的考核结果，得到各个初始再入角对应的纵程区间可达数据和横程区间可达数据，将初始再入角对应的纵程区间可达数据和横程区间可达数据满足预先设定阈值的初始再入角区间作为初始再入走廊；

(10)在六自由度再入动力学中增加组合的摄动偏差，重复步骤(6)～步骤(9)，更新再入走廊，并得到机动性评估结果；所述摄动包括阻力系数Cd、升阻比Cl和大气密度ρ；其取值依据为：

(a)Cd偏差：一般而言阻力系数偏差在±10％左右，考虑一定裕度，选择±15％；

(b)Cl偏差：再入飞行器的工程设计经验Cl的变化不应使整器升阻比变化超过15％，考虑一定裕度，选择20％；

(c)ρ偏差：由于大气密度变化较为复杂，在做单项能力分析时考虑极差±40％；

(11)对步骤(10)确定的再入走廊，以固定间隔将再入走廊中的初始再入角区间共划分为p个考核区间，对每一个考核区间选取一个初始再入角，并对选取的每一个初始再入角，考虑表1中初始状态小偏差摄动，针对不同的摄动源，分别计算纵向航程、横向航程和轴向过载峰值各自对摄动的敏感度，得到表格形式的统计数据；

所述敏感度由公式：

$\frac{\∂R_L}{\∂x}=\frac{R_L^{\text{'}}-R_L}{\mathrm{\Δx}};\frac{\∂Z_L}{\∂x}=\frac{Z_L^{\text{'}}-Z_L}{\mathrm{\Δx}};\frac{\∂g_{\mathrm{peak}}}{\∂x}=\frac{g_{\mathrm{peak}}^{\text{'}}-g_{\mathrm{peak}}}{\mathrm{\Δx}}$

给出，其中为纵向航程对摄动的敏感度，R′_L为动力学增加摄动后得到的纵向航程，R_L为未添加摄动的纵向航程，Δx为摄动幅值；为纵向航程对摄动的敏感度，Z′_L为动力学增加摄动后得到的横向航程，Z_L为未添加摄动的横向航程；为纵向航程对摄动的敏感度，g′_peak为动力学增加摄动后得到的轴向过载峰值，g_peak为未添加摄动的轴向过载峰值。

表1

(12)对步骤(11)获得的结果进行统计，利用加权统计的方法对步骤(11)确定的每一个初始再入角进行评估，得到评估结果，将评估结果最小的初始再入角作为轨道控制瞄准再入角，对飞行器轨道进行控制。

所述利用加权统计的方法对每一个再入角进行评估，得到评估结果，具体为：

(a)权值分配：升力系数、阻力系数摄动项权值为5，大气密度摄动项权值为4，再入点纵向、横向摄动项权值为3，再入速度标量摄动项权值为3，质量摄动项偏差权值为1；

(b)计算对应再入角对应的各项摄动源导致的敏感度加权结果；

(c)按照纵向航程、横程、过载峰值敏感度权值均等的原则计算对应再入角摄动敏感度评估值；

(d)按照敏感度评估值最小选择最优瞄准再入角，如果最优瞄准再入角距离再入走廊过近，选择次优再入角，直至敏感度与瞄准再入角距离走廊边界距离取得均衡。

具体实施例：

以某执行跳跃式再入任务的飞行器为例，其要求航程为4500～7000公里，横向调整能力为-200～200公里，再入最大过载为6.5g。

(1)选择-4°～-6.5°为初始再入角选择区间；

(2)选择如图2所示的倾侧角范围，90°附近死区为10°，0°、180°附近死区为2°，选择最大角速度为8°/s，角加速度为4°/s²；

(3)选择如图3所示的常值倾侧角剖面，初次再入段初值为70°，二次再入段初值为60°；

(4)适当扩大要求航程区间作为检验区间：纵向航程为3500—8000公里，横向调整能力为-450—450公里；

(5)以纵向航程50km分档，横向航程30km分档，共分为90×30组；

(6)以再入角0.1°为分档依据，分为25档；

(7)利用过载约束和终端航程约束，进行制导律进入回路的六自由度仿真，标记可达和不可达区域，确定初始再入走廊为-5.4°～-6.2°；

(8)选择阻力系数Cd偏差15％、升阻比Cl偏差-20％以及大气密度ρ偏差40％以及阻力系数Cd偏差-15％、升阻比Cl偏差+20％以及大气密度ρ偏差-40％进行两类极偏组合，重新进行再入走廊评估，确定再入走廊为-5.6°—-6.1°。

(9)针对步骤8，绘制纵程-横程曲线形式的机动范围，如图4所示；

(10)以0.2°计算再入走廊内部摄动敏感度，形成表格；

(11)计算综合敏感度指标，-5.8°敏感度综合指标为2211.036，为再入走廊内最小，同时距离走廊上下界有0.2°及0.3°偏差，因此确定-5.8°为任务瞄准再入角。

与传统的再入走廊设计方法相比，本方法适用于高能量再入状态，需要迭代设计量明显减小，同时给出的结果必然可达；同时还针对摄动下的再入走廊形式进行了评估，并给出了相应的机动范围涉及结果，并且给出了走廊内的瞄准点计算方法和依据，具备很好的工程使用价值。与国外评估方法相比，过程约束自然满足、结果自然可达、瞄准点合理是其最大特点。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，其特征在于步骤如下：

(1)确定初始再入角在高能量再入时的取值范围，所述初始再入角在高能量再入时取值范围为：-4°～-7°，所述高能量再入指初始再入速度大于9km/s；

(2)确定倾侧角区域；

(3)在步骤(2)中确定的倾侧角允许区域内选择倾侧角剖面，即建立倾侧角与时间或者单位能量的函数关系，所述函数形式包括常值、分段常值、线性-常值；

(4)选择飞行器到达终端时所需的纵向航程、横向航程区间，所述飞行器到达终端时的纵向航程区间包含待考核的纵向航程区间，飞行器到达终端时的横向航程区间包含待考核的横向航程区间，以固定间隔将纵向航程区间划分为n个区域，以固定间隔将横向航程区间划分为m个区间，形成n×m个终端区间，所述固定间隔大于等于预先设定的终端纵向精度和横向精度，所述终端是指飞行器到达某一预设高度时的状态或者飞行器的速度低于某一预设值时的状态；

(5)以固定间隔将步骤(1)中确定的初始再入角取值范围划分为t个输入区间，所述固定间隔小于等于0.2°；

(6)从步骤(5)中的t个输入区间中的任一输入区间中选取一个数值作为初始再入角，以步骤(4)n×m个终端约束区间中的每一个区间作为一个目标，使用六自由度再入动力学和简易制导方法对飞行器的终端状态进行仿真确认，得到飞行器在飞行过程中的轴向过载，进一步获得飞行器到达每一个终端时距离目标中心点的纵向航程偏差和横向航程偏差，进入步骤(7)；

(7)若步骤(6)中获得的纵向航程偏差或横向航程偏差超过预先设定的阈值，或者再入过程中飞行器的轴向过载超过预先设定的阈值，则标记当前终端区域为不可达；否则标记当前区域可达；

(8)重复步骤(6)～步骤(7)，直至遍历步骤(5)中的t个区间，完成所有初始再入角输入区间和所有终端区间的考核；

(9)根据步骤(8)得到的考核结果，得到各个初始再入角对应的纵程区间可达数据和横程区间可达数据，将满足预先设定阈值的纵程区间可达数据和横程区间可达数据对应的初始再入角区间作为初始再入走廊；

(10)在六自由度再入动力学中增加组合的摄动偏差，重复步骤(6)～步骤(9)，更新再入走廊，并得到机动性评估结果；所述摄动包括阻力系数Cd、升阻比Cl和大气密度ρ；

(11)对步骤(10)确定的再入走廊，以固定间隔将再入走廊中的初始再入角区间共划分为p个考核区间，对每一个考核区间选取一个初始再入角，并对选取的每一个初始再入角，针对不同的摄动源，分别计算纵向航程、横向航程和轴向过载峰值各自对摄动的敏感度，得到表格形式的统计数据；

(12)对步骤(11)获得的结果进行统计，利用加权统计的方法对步骤(11)确定的每一个初始再入角进行评估，得到评估结果，将评估结果最小的初始再入角作为轨道控制瞄准再入角，对飞行器轨道进行控制。

2.根据权利要求1中的一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，其特征在于：所述步骤(2)中的确定倾侧角区域，具体为：

所述倾侧角不得在0±N°、180±N°、90±N°和-90±N°范围内选取，所述N的取值范围为：10～20。

3.根据权利要求1中的一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，其特征在于：所述步骤(11)中的敏感度由公式：

$\frac{\∂R_L}{\∂x}=\frac{R_L^{\′}-R_L}{\mathrm{\Δx}}$

$\frac{\∂Z_L}{\∂x}=\frac{Z_L^{\′}-Z_L}{\mathrm{\Δx}}$

$\frac{\∂g_{\mathrm{peak}}}{\∂x}=\frac{g_{\mathrm{peak}}^{\′}-g_{\mathrm{peak}}}{\mathrm{\Δx}}$

给出，其中为纵向航程对摄动的敏感度，R′_L为动力学增加摄动后得到的纵向航程，R_L为未添加摄动的纵向航程，Δx为摄动幅值；为纵向航程对摄动的敏感度，Z′_L为动力学增加摄动后得到的横向航程，Z_L为未添加摄动的横向航程；为纵向航程对摄动的敏感度，g′_peak为动力学增加摄动后得到的轴向过载峰值，g_peak为未添加摄动的轴向过载峰值。