CN104850129B - 一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，属于飞行器再入制导领域。与神舟飞船采取的侧向翻转边界相比，本发明使用的速度方向偏差漏斗更加简单，同时更能满足跳跃式再入制导的初次再入段对速度方向进行控制的任务需求。本发明利用射向偏置量计算方法可以容易的实现对自由飞行段飞行方向的预补偿，从而提高了横向制导方法的精度水平。本发明利用时间补偿量，可以实现对射向的调整与控制，满足任务适应性的要求。

Description

一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法
技术领域
本发明涉及一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，属于飞行器再入制导领域。
背景技术
探月返回飞行器由于再入速度高，航程需求大，可以采用跳跃式再入方式。由于再入能量水平的不同，初次再入段和二次再入段(或者是能量阻尼到第一宇宙速度后的下降飞行阶段)的弹道特性和摄动影响程度都有较大区别，因此在高能量再入飞行阶段需要使用预测—校正的制导方法，保证初次再入将返回器能量阻尼的合适的范围内，为二次再入提供良好的再入初始状态。
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局限性较大，主要表现为对射向的控制精度不够、二次再入点横向偏差过大。
返回器初次再入段选择以射向控制作为主要的横向控制目标的横向制导方式，目的是控制返回器速度的期望方向：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。这种射向控制的横向制导策略的效果图如图2所示。
定义速度方向误差ΔVDrt＝VDrt-VDrt,Exp，其容许边界函数为ΔΨlim。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。
发明内容
本发明的目的是为了克服现有技术的不足之处，提供一种跳跃式再入初次再入段射向调整方法，该方法能够解决跳跃式再入飞行器自由飞行段纵横向匹配问题。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的。
本发明的一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，步骤为：
(1)根据导航系统解算的返回坐标系下的速度坐标(Vx,Navi，Vy,Navi， Vz,Navi)，计算飞行器的速度方向VDrt；所述公式如下
其中V为飞行器速度大小，
(2)读入预测程序计算的开普勒段航程RKep及逸出点速度大小VS；
(3)根据前述开普勒段航程RKep及逸出点速度大小VS，计算开普勒飞行段的飞行时间预计tKep；所述计算公式如下
tKep＝K1×RKep/VS+ΔT1
其中K1为线性误差修正量，ΔT1为时间补偿量。
(4)根据前述开普勒飞行段飞行时间估计值tKep，计算地球转角θω；所述计算公式如下：
θω＝ωe×tKep
其中ωe为地球自转角速度。
(5)利用地球转角θω计算期望射向偏置量VDrt,Exp；所述计算公式如下：
VDrt,Exp＝K2×θω
其中K2为角度误差修正量。
(6)设定倾侧角翻转阈值Δψlim，当|VDrt-VDrt,Exp|＞Δψlim时，则改变倾侧角符号；当|VDrt-VDrt,Exp|≤Δψlim时，倾侧角符号不变。所述倾侧角翻转阈值Δψlim的计算公式如下
其中Δψlim,1为高速翻转边界，V1为高速阈值；Δψlim,2为低速翻转边界，V2为低速阈值。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)与神舟飞船采取的侧向翻转边界相比，本发明使用的速度方向偏差漏斗更加简单，同时更能满足跳跃式再入制导的初次再入段对速度方向进行控制的任务需求。
(2)本发明利用射向偏置量计算方法可以容易的实现对自由飞行段飞行方向的预补偿，从而提高了横向制导方法的精度水平。
(3)本发明利用时间补偿量，可以实现对射向的调整与控制，满足任务适应性的要求。
附图说明
图1为本发明的方法的流程示意图；
图2为射向控制的横向制导策略的效果图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。
实施例
如图1所示，一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，步骤为：
(1)根据导航系统解算的再入飞行器再入后第100s时刻，飞行器在返回坐标系下的速度坐标(7800，-500，700)m/s，计算飞行器的速度方向VDrt；所述公式如下
其中V为飞行器速度大小；
(2)读入采用数值积分方法预测的飞行器的开普勒段航程RKep＝3500 km及逸出点速度大小VS＝7100m/s；
(3)根据前述开普勒段航程RKep及逸出点速度大小VS，计算飞行器开普勒飞行段的飞行预计时间tKep；所述计算公式如下
tKep＝K1×RKep/VS+ΔT1
＝1.01×492+50.0
＝548s
其中K1为线性误差修正量，ΔT1为时间补偿量。
(4)根据前述开普勒飞行段飞行预计时间tKep，计算地球转角θω；所述计算公式如下：
θω＝ωe×tKep
＝7.3×10-5×548×180/3.14
＝2.3deg
其中ωe为地球自转角速度。
(5)利用地球转角θω计算期望射向偏置量VDrt,Exp；所述计算公式如下：
VDrt,Exp＝K2×θω
＝1.5×2.3
＝3.45deg
其中K2为角度误差修正量。
(6)设定倾侧角翻转阈值Δψlim，如下
则|VDrt-VDrt,Exp|＝1.65＜Δψlim故倾侧角符号不变。

Claims (1)

1.一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，其特征在于步骤为：
(1)根据导航系统解算的返回坐标系下的速度坐标(Vx,Navi，Vy,Navi，Vz,Navi)，计算飞行器的速度方向VDrt；所述公式如下
<mrow> <msub> <mi>V</mi> <mi>Drt</mi> </msub> <mo>=</mo> <mi>arctan</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mfrac> <msub> <mi>V</mi> <mrow> <mi>z</mi> <mo>,</mo> <mi>Navi</mi> </mrow> </msub> <mi>V</mi> </mfrac> <mo>)</mo> </mrow> <mo>&amp;times;</mo> <mfrac> <mn>180</mn> <mi>&amp;pi;</mi> </mfrac> </mrow>
其中V为飞行器速度大小，
(2)读入预测程序计算的开普勒段航程RKep及逸出点速度大小VS；
(3)根据前述开普勒段航程RKep及逸出点速度大小VS，计算开普勒飞行段的飞行时间预计tKep；所述计算公式如下
tKep＝K1×RKep/VS+ΔT1
其中K1为线性误差修正量，ΔT1为时间补偿量；
(4)根据前述开普勒飞行段飞行时间估计值tKep，计算地球转角θω；所述计算公式如下：
θω＝ωe×tKep
其中ωe为地球自转角速度；
(5)利用地球转角θω计算期望射向偏置量VDrt,Exp；所述计算公式如下：
VDrt,Exp＝K2×θω
其中K2为角度误差修正量；
(6)设定倾侧角翻转阈值Δψlim，当|VDrt-VDrt,Exp|>Δψlim时，则改变倾侧角符号；当|VDrt-VDrt,Exp|≤Δψlim时，倾侧角符号不变；所述倾侧角翻转阈值Δψlim的计算公式如下
<mrow> <msub> <mi>&amp;Delta;&amp;psi;</mi> <mi>lim</mi> </msub> <mo>=</mo> <mfenced open='{' close=''> <mtable> <mtr> <mtd> <msub> <mi>&amp;Delta;&amp;psi;</mi> <mrow> <mi>lim</mi> <mo>,</mo> <mn>1</mn> </mrow> </msub> <mo>,</mo> </mtd> <mtd> <mi>V</mi> <mo>></mo> <msub> <mi>V</mi> <mn>1</mn> </msub> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mi>&amp;Delta;&amp;psi;</mi> <mrow> <mi>lim</mi> <mo>,</mo> <mn>1</mn> </mrow> </msub> <mo>-</mo> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>&amp;Delta;&amp;psi;</mi> <mrow> <mi>lim</mi> <mo>,</mo> <mn>1</mn> </mrow> </msub> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;Delta;&amp;psi;</mi> <mrow> <mi>lim</mi> <mo>,</mo> <mn>2</mn> </mrow> </msub> <mo>)</mo> </mrow> </mtd> <mtd> <msub> <mi>V</mi> <mn>2</mn> </msub> <mo>&amp;le;</mo> <mi>V</mi> <mo>&amp;le;</mo> <msub> <mi>V</mi> <mn>1</mn> </msub> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mi>&amp;Delta;&amp;Psi;</mi> <mrow> <mi>lim</mi> <mo>,</mo> <mn>2</mn> </mrow> </msub> <mo>,</mo> </mtd> <mtd> <mi>V</mi> <mo>&lt;</mo> <msub> <mi>V</mi> <mn>2</mn> </msub> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> </mrow>
其中Δψlim,1为高速翻转边界，V1为高速阈值；Δψlim,2为低速翻转边界，V2为低速阈值。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105501465A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 上海宇航系统工程研究所 临近空间大气环境的探测器及其运作方法
CN107796401B (zh) * 2017-10-11 2021-07-27 北京航空航天大学 跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法
CN107861517B (zh) * 2017-11-01 2020-06-16 北京航空航天大学 基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法
CN107943075A (zh) * 2017-11-22 2018-04-20 何振平 一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法
CN110969900B (zh) * 2019-11-21 2022-03-15 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种基于航线管理的全航线水平偏置计算方法
CN112269394A (zh) * 2020-09-28 2021-01-26 北京航空航天大学 一种飞行器路径点跟踪制导方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102880187A (zh) * 2012-09-21 2013-01-16 北京控制工程研究所 一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE602005018343D1 (de) * 2005-06-22 2010-01-28 Saab Ab Verfahren und Recheneinheit zur Wiederherstellung einer sicheren Flugbahn.
FR2953302B1 (fr) * 2009-11-27 2012-08-10 Thales Sa Procede de planification, de calcul de trajectoire, de predictions et de guidage pour le respect d'une contrainte de temps de passage d'un aeronef
KR101418488B1 (ko) * 2013-03-26 2014-07-14 한국항공우주산업 주식회사 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법
CN103838914B (zh) * 2013-12-30 2017-01-18 北京航空航天大学 一种高超声速飞行器滑翔段弹道解析求解方法
CN103863579B (zh) * 2014-03-31 2015-11-25 北京控制工程研究所 一种深空探测返回过程的预测校正制导方法

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102880187A (zh) * 2012-09-21 2013-01-16 北京控制工程研究所 一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
一种跳跃式返回再入的预测—校正制导方法;张洪波 等;《飞行器测控学报》;20140131;第82-87页 *
基于开普勒二体运动修正地球扁率J2摄动项算法;张俊;《航天控制》;20141215;第32卷(第6期);第22-25页 *
基于虚拟落点策略的月球返回飞船再入制导方法;赵彪 等;《宇航学报》;20130228;第170-178页 *
跳跃式再入快速预报校正制导算法研究;王峰波;《战术导弹技术》;20140715(第4期);第75-81、98页 *

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