CN112009698A - 一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法 - Google Patents

一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法 Download PDF

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CN112009698A CN202010889472.2A CN202010889472A CN112009698A CN 112009698 A CN112009698 A CN 112009698A CN 202010889472 A CN202010889472 A CN 202010889472A CN 112009698 A CN112009698 A CN 112009698A
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Abstract

本发明涉及一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法，包括：S1.将巡航飞行器巡航结束时刻至进场着陆入口点的能量管理飞行过程分为初始能量管理阶段和末端能量管理阶段；S2.在所述初始能量管理阶段，采用多次左右往复的S转弯飞行，消耗巡航飞行器的多余能量；S3.直至多余能量消耗完成后，控制巡航飞行器处于基准航向并进入末端能量管理阶段；S4.在末端能量管理阶段，控制巡航飞行器的待飞距离用于进一步消耗所述巡航飞行器的能量，以及校正所述巡航飞行器在初始能量管理阶段累计的侧向位置偏差，引导所述巡航飞行器到达预定的进场着陆入口点。该方案可在较短时间和较狭窄的空域内对飞行器的返航飞行状态和能量状态进行有效控制。

Description

一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法
技术领域
本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法。
背景技术
随着超燃冲压发动机技术的兴起和发展，高超声速的巡航飞行器逐渐进入科研人员的研究视线。可重复使用的高超声速巡航飞行器可以在20km以上的高度进行马赫数大于5的高超声速巡航飞行，随后返回地面的预定机场水平着陆，其在未来的空基发射入轨领域具有很好的发展前景。
为了追求更高的巡航高度、更快的巡航速度或者更远的巡航里程，飞行器所携带的燃料设计为全部用于爬升和巡航飞行，在返航过程中则进行无动力飞行。例如，美国航天飞机为了提高入轨能力，将大部分推进剂用于发射入轨飞行中，在返航段则几乎不消耗推进剂。在这种情形下，飞行器不能自由飞行，不具备复飞等二次飞行的能力，必须通过能量管理飞行严格控制飞行器的高度、速度、飞行器机械能等状态，使其瞄准预定的进场着陆入口点和入口点飞行状态进行飞行，为最终的成功着陆提供保证。
已有的能量管理飞行方案多针对航天飞机等再入飞行器，再入飞行器有足够的时间(1000s级)、高度空间(约120km～3km)和航程空间(5000km级)进行能量管理飞行。而对于高超声速巡航飞行器，其飞行的时间较短(约100s量级)，飞行高度空间和航程空间也十分有限，高度空间仅为30km～3km范围，航程空间仅为100km量级。进而对于高超声速巡航飞行器而言，其进行能量消耗的时间和空间都受到了很大限制。因此，已有的能量管理飞行方案在这样小的时间和空域范围内均难以对巡航飞行器的飞行状态、能量状态进行有效控制。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法，用于巡航飞行器返航飞行过程中无推进剂消耗情况下的着陆。
为实现上述发明目的，本发明提供一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法，包括：
S1.将巡航飞行器巡航结束时刻至进场着陆入口点的能量管理飞行过程分为初始能量管理阶段和末端能量管理阶段；
S2.在所述初始能量管理阶段，采用多次左右往复的S转弯飞行，消耗所述巡航飞行器的多余能量；
S3.直至多余能量消耗完成后，控制所述巡航飞行器处于基准航向并进入末端能量管理阶段；
S4.在所述末端能量管理阶段，控制所述巡航飞行器的待飞距离用于进一步消耗所述巡航飞行器的能量，以及校正所述巡航飞行器在初始能量管理阶段累计的侧向位置偏差，引导所述巡航飞行器到达预定的进场着陆入口点。
根据本发明的一个方面，步骤S2中，在所述初始能量管理阶段，开始S转弯飞行的初始转弯方向按照所述巡航飞行器当前的侧向位置进行判定，以用于控制所述巡航飞行器围绕基准航向进行转弯飞行；
在所述初始能量管理阶段，纵向制导采用高度跟踪制导，横向制导采用S转弯制导。
根据本发明的一个方面，步骤S4中，在所述末端能量管理阶段，将所述巡航飞行器的飞行轨迹划分为五个阶段，其分别为：第一直线段、转弯捕获段、第二直线段、航向校准段、进场前飞段；其中，所述巡航飞行器在所述第一直线段的初始航向与所述巡航飞行器在所述进场前飞段的进场航向之间是具有夹角的。
根据本发明的一个方面，步骤S4中，控制所述巡航飞行器的待飞距离用于进一步消耗所述巡航飞行器的能量的步骤中，若所述巡航飞行器的能量过剩，则通过同步加长所述第一直线段和所述第二直线段的长度而增加待飞距离，消耗过剩能量；
若所述巡航飞行器的能量不足，则通过同步减小所述第一直线段和所述第二直线段的长度而缩减待飞距离，弥补能量的不足；其中，所述第二直线段的长度最小可达到零。
根据本发明的一个方面，所述巡航飞行器在所述第一直线段和所述第二直线段飞行时，均采用直线航迹跟踪控制模式。
根据本发明的一个方面，所述转弯捕获段用于控制所述巡航飞行器的转弯飞向和捕获，呈与所述第一直线段和所述第二直线段相切的航向校准圆；
所述航向校准段用于控制所述巡航飞行器航向校准，呈与所述第二直线和所述进场前飞段相切的航向校准圆；
所述进场前飞段用于控制所述巡航飞行器进一步校准航向，以对准跑道的中心线，使飞行状态满足无动力进场着陆的要求。
根据本发明的一个方面，所述巡航飞行器在所述转弯捕获段飞行时，采用圆弧航迹跟踪控制模式，以及跟踪制导在线生成的转弯捕获圆；
所述巡航飞行器在所述航向校准段飞行时，横侧向制导采用圆弧航迹跟踪控制模式，用于跟踪航向校准圆；
所述巡航飞行器在进场前飞段飞行时，采用直线段航迹控制模式，用于跟踪跑道中心线。
根据本发明的一个方面，所述初始能量管理阶段和所述末端能量管理阶段的纵向制导均采用高度跟踪制导；在高度跟踪中，包括：
将用于高度跟踪制导的高度偏差信号转换为高度变化率信号，定义用于高度变化率信号的高度变化率指令为：
Figure BDA0002656492600000031
其中，Hc为标称高度，H为当前实际高度，
Figure BDA0002656492600000032
为高度制导参数；
将所述高度变化率指令转换为攻角控制，则用于攻角控制的攻角指令表示为：
Figure BDA0002656492600000033
其中，
Figure BDA0002656492600000034
为高度变化率制导参数，
Figure BDA0002656492600000035
为当前实际高度变化率指令，V为当前实际飞行速度，
Figure BDA0002656492600000036
为当前的俯仰角。
根据本发明的一个方面，在所述初始能量管理阶段，采用多次左右往复的S转弯飞行时，通过固定大小的滚转角进行S转弯飞行；
在S转弯飞行期间包含方向相反的两次开环滚转角转弯飞行，其中，第一次开环滚转根据当前所述巡航飞行器的侧向位置确定滚转方向，通过当前航向位置计算滚转时间；当第一次开环滚转结束后，进行等值反向的第二次开环滚转，直至航向角与标称航向角相同；其可表示为：
Figure BDA0002656492600000041
tγ＝|Kt1-Kt2x|
式中，γc为第一次开环滚转角转弯飞行的滚转角指令，γs为S转弯的开环滚转角大小数值，x、z分别为飞行器当前的航向与侧向位置坐标，tγ为第一次开环滚转时长指令，Kt1和Kt2为滚转时长制导参数。
根据本发明的一个方面，在所述末端能量管理阶段，横向制导采用航迹跟踪制导方式。转弯方式采用无侧滑转弯，此时滚转角指令为
Figure BDA0002656492600000042
其中，zc为标称侧向位置，
Figure BDA0002656492600000043
和
Figure BDA0002656492600000044
分别为标称侧向位置变化率和实际侧向位置的变化率，
Figure BDA0002656492600000045
和
Figure BDA0002656492600000046
分别为侧向位置制导参数和侧向位置变化率制导参数。
根据本发明的一种方案，实现了高超声速巡航飞行器的能量管理飞行，使其在返航飞行过程中无推进剂消耗的情况下，依然能够实现在地面预定机场水平着陆。
根据本发明的一种方案，该方案可以在较短的时间和较狭窄的空域范围内对巡航飞行器的返航飞行状态和能量状态进行有效控制，保证飞行器在巡航结束后瞄准预定的进场着陆入口点和入口飞行状态进行无动力返航，进而为飞行器最终在地面预定机场水平着陆提供支持。
根据本发明的一种方案，可以在较短的时间历程和较窄的空域范围内对巡航飞行器的多余能量进行较大程度的耗散和控制，适用于高超声速巡航飞行器巡航结束后无动力返航期间的能量管理飞行。
根据本发明的一种方案，在初始能量管理阶段按照飞行器当前的侧向位置对S转弯的初始转弯方向进行判定，令其向预定航线方向转弯，有助于减小S转弯结束后的侧向位置偏差积累量。
附图说明
图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的返航飞行能量管理方法的步骤框图；
图2是示意性表示根据本发明的一种实施方式的初始能量管理阶段的轨迹原理图；
图3是示意性表示根据本发明的一种实施方式的末端能量管理阶段的轨迹原理图；
图4是示意性表示根据本发明的一种实施方式的能量管理归一化的轨迹示例图；
图5是示意性表示根据本发明的一种实施方式的能量管理高度随时间归一化曲线示例图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法，包括：
S1.将巡航飞行器巡航结束时刻至进场着陆入口点的能量管理飞行过程分为初始能量管理阶段和末端能量管理阶段；
S2.在初始能量管理阶段，采用多次左右往复的S转弯飞行，消耗巡航飞行器的多余能量；
S3.直至多余能量消耗完成后，控制巡航飞行器处于基准航向并进入末端能量管理阶段；
S4.在末端能量管理阶段，控制巡航飞行器的待飞距离用于进一步消耗巡航飞行器的能量，以及校正巡航飞行器在初始能量管理阶段累计的侧向位置偏差，引导巡航飞行器到达预定的进场着陆入口点。
如图2所示，根据本发明的一种实施方式，步骤S2中，初始能量管理阶段通过多次左右往复的S转弯飞行，消耗飞行器多余的能量，其中，开始S转弯飞行的初始转弯方向按照巡航飞行器当前的侧向位置进行判定，以保证飞行器围绕基准航向附近进行转弯飞行，避免造成过大的侧向位置偏差。当多余能量消耗完成后，将逐渐控制飞行器回到基准航向。所述初始能量管理阶段期间，纵向制导采用高度跟踪制导，横向制导采用S转弯制导。
如图3所示，根据本发明的一种实施方式，步骤S4中，末端能量管理(TAEM)阶段通过增加待飞距离，进一步消耗多余能量。在本实施方式中，在末端能量管理阶段，将巡航飞行器的飞行轨迹划分为五个阶段，其分别为：第一直线段、转弯捕获段、第二直线段、航向校准段、进场前飞段；其中，巡航飞行器在第一直线段的初始航向与巡航飞行器在进场前飞段的进场航向之间是具有夹角的。参见图3所示，在本实施方式中，初始航向与进场航向的夹角为90°。当然，在本发明的方案中，初始航向与进场航向的夹角可以为任意角度，可根据具体的飞行方案进行设置。
如图3所示，根据本发明的一种实施方式，步骤S4中，控制巡航飞行器的待飞距离用于进一步消耗所述巡航飞行器的能量的步骤中，若巡航飞行器的能量过剩，则通过同步加长第一直线段和第二直线段的长度而增加待飞距离，从而消耗过剩能量；
若巡航飞行器的能量不足或较低，则通过同步减小第一直线段和第二直线段的长度而缩减待飞距离，弥补能量的不足；其中，第二直线段的长度最小可达到零。在第二直线段的长度最小达到零时，第二直线段则被完全消除，转弯捕获段和航向校准段实现首尾相接，此时待飞距离达到最小极限，无法再进一步减小。
如图3所示，根据本发明的一种实施方式，巡航飞行器在第一直线段和第二直线段飞行时，均采用直线航迹跟踪控制模式。通过上述设置，有效消除了侧偏差和航向偏差。
如图3所示，根据本发明的一种实施方式，
转弯捕获段用于控制巡航飞行器的转弯飞向和捕获，呈与第一直线段和所述第二直线段相切的航向校准圆；在本实施方式中，转弯捕获段的目的是使飞行器转弯飞向和捕获预先设计好的航向校准圆，使地轨迹的方向和航向校准圆相切，最终成功捕获航向校准圆。
航向校准段用于控制巡航飞行器航向校准，呈与第二直线和进场前飞段相切的航向校准圆；在本实施方式中，航向校准段的目的是使飞行器沿着预先设计的航向校准圆飞行，经过航向校准后对准跑道中心线。
进场前飞段用于控制巡航飞行器进一步校准航向，以对准跑道的中心线，使飞行状态满足无动力进场着陆的要求。在本实施方式中，进场前飞段的目的是使飞行器进一步校准航向，以对准跑道的中心线，使飞行状态(高度、速度、位置等条件)满足无动力进场着陆的要求。
根据本发明的一种实施方式，巡航飞行器在转弯捕获段飞行时，采用圆弧航迹跟踪控制模式，以及跟踪制导在线生成的转弯捕获圆；
巡航飞行器在航向校准段飞行时，航向校准段的横侧向制导同样采用圆弧航迹跟踪控制模式，用于跟踪预先设计好的航向校准圆。
巡航飞行器在进场前飞段飞行时，采用直线段航迹控制模式，用于跟踪跑道中心线。
根据本发明，将飞行器巡航结束时刻至进场着陆入口点的能量管理飞行过程分为初始能量管理阶段和末端能量管理(TAEM)阶段。这样在初始能量管理阶段通过多次左右往复的S转弯飞行，初步消耗能量。在该阶段中为保证该段飞行结束后由于S转弯积累的侧向位置偏差过大，按照飞行器当前的侧向位置对S转弯的初始转弯方向进行判定，令其向预定的基准航线方向转弯。因此，本发明的方法可有效减小S转弯结束后的侧向位置偏差积累量。末端能量管理(TAEM)阶段则通过增加待飞距离，进一步大幅消耗能量，并消除初始能量管理段累计的侧向位置偏差，引导飞行器到达预定的进场着陆入口点。期间纵向制导采用高度跟踪制导，横向制导采用航迹跟踪制导，跟踪末端能量管理(TAEM)阶段起始点按照当前能量状态在线生成的飞行轨迹。本发明的末端能量管理(TAEM)阶段的待飞距离增加方法，可以在较小的时间和空域范围内对巡航飞行器的多余能量进行较大程度的耗散和控制。
根据本发明的一种实施方式，初始能量管理阶段和所述末端能量管理阶段的纵向制导均采用高度跟踪制导；在高度跟踪中，包括：
将用于高度跟踪制导的高度偏差信号转换为高度变化率信号，定义用于高度变化率信号的高度变化率指令为：
Figure BDA0002656492600000081
其中，Hc为标称高度，H为当前实际高度，
Figure BDA0002656492600000082
为高度制导参数；
将所述高度变化率指令转换为攻角控制，则用于攻角控制的攻角指令表示为：
Figure BDA0002656492600000083
其中，
Figure BDA0002656492600000084
为高度变化率制导参数，
Figure BDA0002656492600000085
为当前实际高度变化率指令，V为当前实际飞行速度，
Figure BDA0002656492600000086
为当前的俯仰角。
根据本发明的一种实施方式，在初始能量管理阶段，采用多次左右往复的S转弯飞行时，通过固定大小的滚转角进行S转弯飞行；
在S转弯飞行期间包含方向相反的两次开环滚转角转弯飞行，其中，第一次开环滚转根据当前所述巡航飞行器的侧向位置确定滚转方向，通过当前航向位置计算滚转时间；当第一次开环滚转结束后，进行等值反向的第二次开环滚转，直至航向角与标称航向角相同；其可表示为：
Figure BDA0002656492600000087
tγ＝|Kt1-Kt2x|
式中，γc为第一次开环滚转角转弯飞行的滚转角指令，γs为S转弯的开环滚转角大小数值，x、z分别为飞行器当前的航向与侧向位置坐标，tγ为第一次开环滚转时长指令，Kt1和Kt2为滚转时长制导参数。该滚转角指令针对初始能量管理阶段。
根据本发明的一种实施方式，在末端能量管理阶段，横向制导采用航迹跟踪制导方式。转弯方式采用无侧滑转弯，此时滚转角指令为：
Figure BDA0002656492600000091
其中，zc为标称侧向位置，
Figure BDA0002656492600000092
和
Figure BDA0002656492600000093
分别为标称侧向位置变化率和实际侧向位置的变化率，
Figure BDA0002656492600000094
和
Figure BDA0002656492600000095
分别为侧向位置制导参数和侧向位置变化率制导参数。该滚转角指令包含转弯方向的正负号和角度大小，针对末端能量管理阶段，其与前一滚转角指令针对的飞行阶段不同。
为进一步说明本发明，结合一个实例对本发明的能量管理方法飞行方案的效果进行评估。
结合图4和图5所示，通过本发明的方法进行了1000组蒙特卡洛偏差打靶仿真，并将整个无动力返回飞行直至接地水平着陆的归一化结果进行了汇总，即图4和图5所示。从图4可以看出，在参数偏差和干扰情况下，巡航飞行器仍能够通过能量管理飞抵指定的进场着陆入口，并最终在地面预定机场成功水平着陆。从图5的高度曲线也可以看出，所有偏差情况下巡航飞行器均能下降至地面机场的高度，并实施拉平后水平着陆。整个能量管理飞行的时长量级为100s级，高度空间量级为10km级，航程量级仅为100km级。因此，本发明的能量管理飞行方案十分有效，可适应高超声速巡航飞行器在较小的时间和空域范围内的能量管理需求。
上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法，包括：
S1.将巡航飞行器巡航结束时刻至进场着陆入口点的能量管理飞行过程分为初始能量管理阶段和末端能量管理阶段；
S2.在所述初始能量管理阶段，采用多次左右往复的S转弯飞行，消耗所述巡航飞行器的多余能量；
S3.直至多余能量消耗完成后，控制所述巡航飞行器处于基准航向并进入末端能量管理阶段；
S4.在所述末端能量管理阶段，控制所述巡航飞行器的待飞距离用于进一步消耗所述巡航飞行器的能量，以及校正所述巡航飞行器在初始能量管理阶段累计的侧向位置偏差，引导所述巡航飞行器到达预定的进场着陆入口点。
2.根据权利要求1所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，步骤S2中，在所述初始能量管理阶段，开始S转弯飞行的初始转弯方向按照所述巡航飞行器当前的侧向位置进行判定，以用于控制所述巡航飞行器围绕基准航向进行转弯飞行；
在所述初始能量管理阶段，纵向制导采用高度跟踪制导，横向制导采用S转弯制导。
3.根据权利要求2所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，步骤S4中，在所述末端能量管理阶段，将所述巡航飞行器的飞行轨迹划分为五个阶段，其分别为：第一直线段、转弯捕获段、第二直线段、航向校准段、进场前飞段；其中，所述巡航飞行器在所述第一直线段的初始航向与所述巡航飞行器在所述进场前飞段的进场航向之间是具有夹角的。
4.根据权利要求3所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，步骤S4中，控制所述巡航飞行器的待飞距离用于进一步消耗所述巡航飞行器的能量的步骤中，若所述巡航飞行器的能量过剩，则通过同步加长所述第一直线段和所述第二直线段的长度而增加待飞距离，消耗过剩能量；
若所述巡航飞行器的能量不足，则通过同步减小所述第一直线段和所述第二直线段的长度而缩减待飞距离，弥补能量的不足；其中，所述第二直线段的长度最小可达到零。
5.根据权利要求4所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，所述巡航飞行器在所述第一直线段和所述第二直线段飞行时，均采用直线航迹跟踪控制模式。
6.根据权利要求5所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，
所述转弯捕获段用于控制所述巡航飞行器的转弯飞向和捕获，呈与所述第一直线段和所述第二直线段相切的航向校准圆；
所述航向校准段用于控制所述巡航飞行器航向校准，呈与所述第二直线和所述进场前飞段相切的航向校准圆；
所述进场前飞段用于控制所述巡航飞行器进一步校准航向，以对准跑道的中心线，使飞行状态满足无动力进场着陆的要求。
7.根据权利要求6所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，
所述巡航飞行器在所述转弯捕获段飞行时，采用圆弧航迹跟踪控制模式，以及跟踪制导在线生成的转弯捕获圆；
所述巡航飞行器在所述航向校准段飞行时，横侧向制导采用圆弧航迹跟踪控制模式，用于跟踪航向校准圆；
所述巡航飞行器在进场前飞段飞行时，采用直线段航迹控制模式，用于跟踪跑道中心线。
8.根据权利要求1至7任一项所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，所述初始能量管理阶段和所述末端能量管理阶段的纵向制导均采用高度跟踪制导；在高度跟踪中，包括：
将用于高度跟踪制导的高度偏差信号转换为高度变化率信号，定义用于高度变化率信号的高度变化率指令为：
Figure FDA0002656492590000021
其中，Hc为标称高度，H为当前实际高度，
Figure FDA0002656492590000022
为高度制导参数；
将所述高度变化率指令转换为攻角控制，则用于攻角控制的攻角指令表示为：
Figure FDA0002656492590000023
其中，
Figure FDA0002656492590000031
为高度变化率制导参数，
Figure FDA0002656492590000032
为当前实际高度变化率指令，V为当前实际飞行速度，
Figure FDA0002656492590000033
为当前的俯仰角。
9.根据权利要求1至7任一项所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，在所述初始能量管理阶段，采用多次左右往复的S转弯飞行时，通过固定大小的滚转角进行S转弯飞行；
在S转弯飞行期间包含方向相反的两次开环滚转角转弯飞行，其中，第一次开环滚转根据当前所述巡航飞行器的侧向位置确定滚转方向，通过当前航向位置计算滚转时间；当第一次开环滚转结束后，进行等值反向的第二次开环滚转，直至航向角与标称航向角相同；其可表示为：
Figure FDA0002656492590000034
tγ＝|Kt1-Kt2x|
Figure FDA0002656492590000035
tγ＝|Kt1-Kt2x|
式中，γc为第一次开环滚转角转弯飞行的滚转角指令，γs为S转弯的开环滚转角大小数值，x、z分别为飞行器当前的航向与侧向位置坐标，tγ为第一次开环滚转时长指令，Kt1和Kt2为滚转时长制导参数。
10.根据权利要求1至7任一项所述的返航飞行能量管理方法，其特征在于，在所述末端能量管理阶段，横向制导采用航迹跟踪制导方式，转弯方式采用无侧滑转弯，此时滚转角指令为：
Figure FDA0002656492590000036
其中，zc为标称侧向位置，
Figure FDA0002656492590000037
和
Figure FDA0002656492590000038
分别为标称侧向位置变化率和实际侧向位置的变化率，
Figure FDA0002656492590000039
和
Figure FDA00026564925900000310
分别为侧向位置制导参数和侧向位置变化率制导参数。
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