[發明專利]一種再入初始段解析式縱向在線軌跡設計及跟蹤方法

有效

• 申請號: 201310549747.8
• 申請日: 2013-11-07
• 公開（公告）號: CN103587723A
• 公開（公告）日: 2014-02-19
• 發明（設計）人: 季登高;黃興李;郭振西;謝佳;武斌;王軍權
• 申請（專利權）人: 北京臨近空間飛行器系統工程研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 核工業專利中心 11007
• 代理人: 高尚梅;高爽

技術領域

本發明涉及一種再入初始段解析式縱向在線軌跡設計及跟蹤方法，特別是涉及一種針對稀薄流中的無動力再入飛行器，提出解析式在線軌跡設計方法，該軌跡對初始交班偏差有較強的自適應能力。

背景技術

空天飛行器在再入過程中，飛行任務多樣，機動范圍大，飛行環境復雜，力熱約束比較強，導致軌跡優化及制導面臨以下幾個難點：1.參數不確性大；2.交班偏差大；3.制導設計約束條件較強。

傳統的LQR（線性二次型調節）跟蹤制導方法由于是在標稱軌跡附近進行小擾動線性化，在大初始交班偏差和大參數不確定性情況下，線性化假設不成立，制導效果不佳，導致再入飛行器在稀薄流中的制導能力沒有得到合理的利用。因此，有必要對再入初始階段（稀薄流中飛行）的運動學和動力學特點進行深入研究，從理論上尋求魯棒性較強，具有一定自適應能力的在線軌跡設計方法及相應的跟蹤技術，從而正確認識再入飛行器在稀薄流中的制導能力，對初始交班偏差提出指標要求，并提高再入初始段縱向制導精度。

國內專利（公開號：102880187A），針對一種跳躍式再入飛行器的初次再入段，提出橫向制導方法。以再入飛行器速度方向作為轉換傾側角符號的主要依據，通過傾側角符號提高了橫向制導的精度，由于縱向標稱軌跡及跟蹤律的設計主要是通過調節攻角和傾側角的大小進行，該方法并不適用于縱向的標稱軌跡設計及跟蹤。國內專利（公開號：102927851A），針對再入飛行器的末制導段，提出一種基于軌跡在線規劃的末制導方法，該方法利用了下壓段軌跡的橢圓特征，并實現了在線規劃，但是初始下降段并不符合橢圓特征，且初始交班偏差較大，導致該方法在再入飛行器初始段應用不佳，制導精度較差。

國外專利（公開號：US2010250031），給出了大氣層內跳躍式再入軌跡的有動力制導方法，首先通過能量制導算法計算一個跳躍式再入飛行軌跡，并將該軌跡參數化，基于預測參數與實測參數的差產生控制信號并驅動動力系統。該方法適用于有動力的飛行器，對于無動力再入飛行器而言，由于其制導是通過調節阻力加速度進行，該方法的制導精度較低，且不能適應較大的交班偏差。

因此亟需提供一種新型的再入初始段解析式縱向在線軌跡設計及跟蹤方法。

發明內容

本發明要解決的技術問題是提供一種根據高速再入飛行器在稀薄流中飛行的運動學和動力學特點，克服環境誤差和建模誤差，提高終端制導精度的再入初始段解析式縱向在線軌跡設計及跟蹤方法。

為解決上述技術問題，本發明一種再入初始段解析式縱向在線軌跡設計及跟蹤方法，依次包括以下步驟：

步驟一、忽略地球自轉，建立再入飛行器三自由度無量綱化的動力學和運動學方程如式(1)～(6)所示：

dφLdt=VcosΘcosψvrcosφZ---(1)]]>

drdt=VsinΘ---(2)]]>