一種跳躍式再入飛行器過載保護(hù)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種跳躍式再入飛行器過載保護(hù)方法，屬于再入制導(dǎo)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]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)與回收場之間的幾何約束關(guān)系。選擇跳躍式彈道時(shí)，對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。由于器載計(jì)算機(jī)計(jì)算能力有限，在初次再入段預(yù)測時(shí)不能直接預(yù)測到開傘點(diǎn)，只能選擇預(yù)測到二次再入點(diǎn)，然后利用快速方法預(yù)估二次再入點(diǎn)航程，為二次再入段預(yù)留足夠能力的制導(dǎo)邏輯。此種方式，顯然會(huì)造成二次再入段的實(shí)際情況與預(yù)估情況有偏差；此外，由于導(dǎo)航誤差、大氣密度隨著經(jīng)瑋度的變化以及自由飛行段散布造成的影響，也會(huì)造成同樣的后果。當(dāng)二次再入的能力過強(qiáng)，而預(yù)留的二次再入段航程又較短時(shí)，勢必會(huì)引起二次再入段制導(dǎo)律采用大傾側(cè)角下壓彈道，并引起大軸向過載的問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的技術(shù)解決問題:克服現(xiàn)有技術(shù)不足，提出一種跳躍式再入飛行器過載保護(hù)方法，解決了在預(yù)先設(shè)計(jì)的二次再入段彈道形態(tài)與二次再入段初始狀態(tài)間存在較大失配的情況下，利用簡單的修正邏輯，保證飛行器的峰值過載不超設(shè)計(jì)極限的問題。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決方案:一種跳躍式再入飛行器過載保護(hù)方法，包括如下步驟:
[0005](I)根據(jù)飛行器的器載計(jì)算機(jī)記錄的階段標(biāo)志PhaseFlag，判斷當(dāng)前飛行器的飛行階段；該狀態(tài)標(biāo)志PhaseFlag由飛行器的模式管理程序維護(hù)，狀態(tài)標(biāo)志PhaseFlag為非零正整數(shù)，在再入各階段轉(zhuǎn)段時(shí)逐次遞增，若PhaseFlag不等于設(shè)定的非零正整數(shù)，則判斷出飛行器的飛行階段不是二次再入段，不執(zhí)行過載保護(hù)的判斷；若階段標(biāo)志PhaseFlag等于設(shè)定設(shè)定的非零正整數(shù)，則判斷出飛行器的飛行階段是二次再入段，繼續(xù)執(zhí)行步驟(2);
[0006](2)步驟(I)中所述過載保護(hù)方法是與正常再入制導(dǎo)指令計(jì)算相并行的功能性方法，該邏輯有效時(shí)，將屏蔽正常條件下再入傾側(cè)角指令σ ■的計(jì)算功能，并給出過載保護(hù)條件下的傾側(cè)角指令大小σ.= σ min;
[0007]根據(jù)飛行器的器載計(jì)算機(jī)記錄的過載保護(hù)邏輯激活標(biāo)志FDrag，判斷飛行器的過載保護(hù)功能是否激活，若FDrag等于0，則過載保護(hù)邏輯未被激活，不執(zhí)行過載保護(hù)，并轉(zhuǎn)入步驟(5)，若FDrag等于I，表示過載保護(hù)邏輯被激活，轉(zhuǎn)步驟(3)
[0008](3)設(shè)定過載保護(hù)啟動(dòng)閾值D1
[0009]D1=Ic1Nmm
[0010]式中NMax為飛行器設(shè)計(jì)要求的最大過載指標(biāo)，k i為過載保護(hù)啟動(dòng)設(shè)計(jì)參數(shù)，取值范圍為0.50?0.85 ;
[0011 ] 設(shè)定過載保護(hù)停止閾值D2:
[0012]D2= k2NMax
[0013]式中k2為過載保護(hù)停止設(shè)計(jì)參數(shù)，取值范圍為0.60?0.90 ;
[0014]設(shè)定過載保護(hù)傾側(cè)角常量的最小值σ min
[0015]Omin=1k0
[0016]式中k。為過載保護(hù)傾側(cè)角設(shè)計(jì)參數(shù)，取值范圍為0.5?2.0 ;
[0017](4)判斷飛行器的當(dāng)前過載與步驟(3)設(shè)定的過載保護(hù)啟動(dòng)閾值D1的關(guān)系，若飛行器的當(dāng)前過載大于設(shè)定的過載保護(hù)啟動(dòng)閾值D1，則過載保護(hù)功能啟動(dòng)，將過載保護(hù)傾側(cè)角設(shè)置為過載保護(hù)傾側(cè)角常量的最小值Omin，直至飛行器的當(dāng)前過載小于步驟(3)設(shè)定的過載保護(hù)停止閾值仏后，停止過載保護(hù)，恢復(fù)步驟(2)的正常條件下再入傾側(cè)角指令大小的計(jì)算功能，以避免由于長時(shí)間的過載保護(hù)引起飛行器的再入航程過長；若飛行器的當(dāng)前過載小于等于設(shè)定的過載保護(hù)啟動(dòng)閾值D1，不啟動(dòng)過載保護(hù)功能；
[0018](5)設(shè)定過載保護(hù)功能激活閾值D3:
[0019]D3= k3NMax
[0020]式中k3為過載保護(hù)功能激活設(shè)計(jì)參數(shù)，取值范圍為0.9?1.05 ;
[0021]在預(yù)測計(jì)算飛行器落點(diǎn)的過程中，記錄預(yù)測最大過載DMaxPred，當(dāng)DMaxPred大于D3時(shí)，即認(rèn)為當(dāng)前過載存在較大的超限的風(fēng)險(xiǎn)，令FDrag為1，否則保持FDrag值不變。
[0022]所述設(shè)計(jì)參數(shù)Ii1的取值范圍為0.50?0.85。
[0023]所述設(shè)計(jì)參數(shù)k2的取值范圍為0.60?0.90。
[0024]所述設(shè)計(jì)參數(shù)k3的取值范圍為0.9?1.05。
[0025]所述設(shè)計(jì)參數(shù)k。的取值范圍為0.5?2.0。
[0026]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn):
[0027](I)針對小升阻比再入飛行器，設(shè)計(jì)保護(hù)閾值，通過步驟⑷中Dl的設(shè)計(jì)，保證了提前開始執(zhí)行過載保護(hù)功能，避免了彈道拉起程度不足而引起的保護(hù)不足的現(xiàn)象。
[0028](2)通過步驟⑷中D2的設(shè)計(jì)，保證了在返回器彈道充分拉起，不會(huì)再出現(xiàn)過載超限后，盡快退出過載保護(hù)邏輯，為后續(xù)制導(dǎo)修正落點(diǎn)散布留下充足的時(shí)間。
[0029](3)通過步驟(5)的設(shè)計(jì)，利用預(yù)測信息，實(shí)現(xiàn)了對于二次再入點(diǎn)狀態(tài)與設(shè)計(jì)狀態(tài)有較大差異，存在由于傾側(cè)角剖面設(shè)計(jì)與飛行器預(yù)期狀態(tài)不匹配引起過載超限問題時(shí)，將傾側(cè)角指令降低到最小使用角以實(shí)現(xiàn)降低峰值過載的方法，可以直接應(yīng)用于小升阻比高速再入飛行器的縱向制導(dǎo)方法設(shè)計(jì)。
【附圖說明】
[0030]圖1為過載保護(hù)邏輯流程圖；
[0031]圖2為過載保護(hù)邏輯的基本工作原理；
【具體實(shí)施方式】
[0032]下面就結(jié)合附圖對本發(fā)明做進(jìn)一步介紹。
[0033]本發(fā)明針對跳躍式再入飛行器，給出了一種二次再入段利用降低傾側(cè)角，實(shí)現(xiàn)拉升彈道從而降低峰值過載的過載保護(hù)方法。圖1給出了本方法的執(zhí)行過程，需要指出，本方法是跳躍式再入制導(dǎo)方法一部分，而該方法會(huì)以固定的周期反復(fù)調(diào)用，直到飛行器落地結(jié)束。
[0034]一種跳躍式再入飛行器過載保護(hù)方法，包括如下步驟:
[0035](I)根據(jù)飛行器的器載計(jì)算機(jī)記錄的階段標(biāo)志PhaseFlag，判斷當(dāng)前飛行器的飛行階段；該狀態(tài)標(biāo)志PhaseFlag由飛行器的模式管理程序維護(hù)，狀態(tài)標(biāo)志PhaseFlag為非零正整數(shù)，在再入各階段轉(zhuǎn)段時(shí)逐次遞增，若PhaseFlag不等于設(shè)定的非零正整數(shù)，則判斷出飛行器的飛行階段不是二次再入段，不執(zhí)行過載保護(hù)的判斷；若階段標(biāo)志PhaseFlag等于設(shè)定設(shè)定的非零正整數(shù)，則判斷出飛行器的飛行階段是二次再入段，繼續(xù)執(zhí)行步驟(2);
[0036]對于跳躍式再入，初次再入段初始條件由軌道修正保證，其精度水平通常較高，因此初次再入段過載特性通常容易利用設(shè)計(jì)加以保證；但二次再入段初始條件是初次再入段升力控制的結(jié)果，導(dǎo)致二次再入段彈道特性存在出現(xiàn)大偏差的可能，并引起該段過載超限。為了防止此情況的發(fā)生，提出本發(fā)明方法。
[0037](2)步驟(I)中所述過載保護(hù)方法是與正常再入制導(dǎo)指令計(jì)算相并行的功能性方法，該邏輯有效時(shí)，將屏蔽正常條件下再入傾側(cè)角指令大小的計(jì)算功能，并給出過載保護(hù)條件下的傾側(cè)角指令Omin;
[0038]根據(jù)飛行器的器載計(jì)算機(jī)記錄的過載保護(hù)邏輯激活標(biāo)志FDrag，判斷飛行器的過載保護(hù)功能是否激活，若FDrag等于0，則過載保護(hù)邏輯未被激活，不執(zhí)行過載保護(hù)，并轉(zhuǎn)入步驟(5)，若FDrag等于I，表示過載保護(hù)邏輯被激活，轉(zhuǎn)步驟(3)
[0039]這里的FDrag實(shí)際上是一個(gè)表示過載保護(hù)功能是否執(zhí)行的一個(gè)0_1狀態(tài)標(biāo)志。
[0040](3)設(shè)定過載保護(hù)啟動(dòng)閾值D1
[0041]D1=Ii1Nlfax
[0042]式中NMax為飛行器設(shè)計(jì)要求的最大過載指標(biāo)，k i為過載保護(hù)啟動(dòng)設(shè)計(jì)參數(shù)，取值范圍為0.50?0.85 ;對于小升阻比飛行器，執(zhí)行彈道拉升的能力有限，當(dāng)過載超限后，即使全升力向上，依然無法有效減緩過載超限的趨勢。為了有效防止過載超