[發(fā)明專利]一種跳躍式再入飛行器瞄準(zhǔn)點(diǎn)動(dòng)態(tài)調(diào)整方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410785237.5
• 申請(qǐng)日: 2014-12-16
• 公開（公告）號(hào): CN104504188A
• 公開（公告）日: 2015-04-08
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 楊鳴;張釗;董文強(qiáng);胡軍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號(hào): G06F17/50
• 分類號(hào): G06F17/50
• 代理公司: 中國航天科技專利中心11009
• 代理人: 安麗

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種跳躍式飛行器瞄準(zhǔn)點(diǎn)動(dòng)態(tài)調(diào)整方法，特別是在初次再入段飛行器躍出大氣層前制導(dǎo)律調(diào)整期望航程的計(jì)算方法，可以直接應(yīng)用于以高于當(dāng)?shù)貓A軌道速度再入后利用升力調(diào)整實(shí)現(xiàn)跳躍式彈道的飛行器的再入制導(dǎo)。

背景技術(shù)

探月返回飛行器速度極高，在到達(dá)地球附近時(shí)(120km以下，進(jìn)入稠密地球大氣層后)，其地速將遠(yuǎn)大于當(dāng)?shù)貓A軌道速度。對(duì)于此類飛行器，即使本身升阻比較小，依然能夠通過跳躍式彈道實(shí)現(xiàn)較大的飛行航程，從而保證再入點(diǎn)與回收?qǐng)鲋g的幾何約束關(guān)系。選擇跳躍式彈道時(shí)，對(duì)于再入段彈道的峰值過載控制、峰值熱流控制都有較大好處。但要實(shí)現(xiàn)小升阻比飛行器的跳躍式再入彈道，對(duì)GNC系統(tǒng)提出了較高的要求，需要在飛行器速度較高的飛行階段迅速調(diào)整航程能力，保證能力可達(dá)的航程與剩余航程相匹配。

為了解決上述問題，目前最有效的方案是采用數(shù)值預(yù)測-校正方法。但數(shù)值預(yù)測會(huì)給器載計(jì)算機(jī)帶來較大計(jì)算負(fù)擔(dān)，特別是在初次再入段，如果采用數(shù)值預(yù)測的方法推算到最終的落點(diǎn)，按照保守估計(jì)會(huì)造成計(jì)算開銷增加一倍以上。因此，最大限度的降低數(shù)值預(yù)測計(jì)算量，是保證方案可行的重要前提。

由于初次再入段的主要目標(biāo)是保證返回飛行器在二次再入段能夠到達(dá)落點(diǎn)，且二次再入段本身也可以通過傾側(cè)角的調(diào)整來實(shí)現(xiàn)航程控制。因此初次再入段只要將返回式飛行器的能量阻尼到一定的水平即可，剩下的精調(diào)整可以由二次再入段制導(dǎo)來完成。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種跳躍式再入飛行器瞄準(zhǔn)點(diǎn)動(dòng)態(tài)調(diào)整方法,利用數(shù)值預(yù)測的二次再入點(diǎn)信息快速估計(jì)二次再入段航程能力。本發(fā)明的突出優(yōu)點(diǎn)在于，僅通過預(yù)測的二次再入點(diǎn)速度信息(速度大小、速度方向)通過兩個(gè)解析計(jì)算公式與一個(gè)線性組合計(jì)算公式，即可快速計(jì)算出二次再入段的航程，根據(jù)此航程信息可以對(duì)初次再入段的瞄準(zhǔn)點(diǎn)進(jìn)行必要調(diào)整，從而保證飛行器進(jìn)入二次再入段時(shí)具有較理想的能量-航程關(guān)系。

本發(fā)明包括如下技術(shù)方案：

一種跳躍式再入飛行器瞄準(zhǔn)點(diǎn)動(dòng)態(tài)調(diào)整方法，其特征在于，包括如下步驟：

(1)根據(jù)數(shù)值預(yù)測的二次再入點(diǎn)速度V，路徑角γ，計(jì)算無量綱前向速度U₁；

(2)根據(jù)飛行器升阻比λ與最小傾側(cè)角σ_min計(jì)算最大航程R₁；

(3)根據(jù)二次再入段過載設(shè)計(jì)參數(shù)A計(jì)算最小航程R₂；

(4)根據(jù)走廊設(shè)計(jì)參數(shù)K₁，K₂，K₃計(jì)算二次再入航程能力水平R；

(5)根據(jù)二次再入點(diǎn)距離開傘點(diǎn)的待飛距R_TG以及二次再入航程能力水平R，計(jì)算動(dòng)態(tài)調(diào)整量ΔR。

為實(shí)現(xiàn)二次再入點(diǎn)航程的動(dòng)態(tài)調(diào)整，首先需要根據(jù)二次再入點(diǎn)狀態(tài)(速度、路徑角、升阻比情況)估計(jì)二次再入段的航程能力。為此，需要估計(jì)其最大航程能力與最小橫程能力，從而通過簡單的代數(shù)方法實(shí)現(xiàn)航程能力的估計(jì)。其計(jì)算方法如下：

根據(jù)二次再入點(diǎn)預(yù)測速度V，路徑角γ，計(jì)算出無量綱前向速度U₁，其計(jì)算公式如下

U1=Vcos(γ)7900]]>

考慮到飛行器以最大升阻比飛行時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)最遠(yuǎn)航程。設(shè)飛行器標(biāo)稱升阻比為λ與最小傾側(cè)角σ_min，可以計(jì)算出最大航程R₁如下