一種跳躍式再入的射向預(yù)偏置橫向制導(dǎo)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種跳躍式再入的射向預(yù)偏置橫向制導(dǎo)方法，屬于飛行器再入制導(dǎo)領(lǐng) 域。
【背景技術(shù)】
[0002] 探月返回飛行器由于再入速度高，航程需求大，可以采用跳躍式再入方式。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 飛行階段）的彈道特性和攝動(dòng)影響程度都有較大區(qū)別，因此在高能量再入飛行階段需要使 用預(yù)測(cè)一校正的制導(dǎo)方法，保證初次再入將返回器能量阻尼的合適的范圍內(nèi)，為二次再入 提供良好的再入初始狀態(tài)。
[0003] 通常的橫向制導(dǎo)方法采用固定漏斗的方法，即飛行器在某個(gè)側(cè)向超出一定的范圍 后，傾側(cè)角就改變符號(hào)，從物理上講，就是要將升力的方向改變?yōu)樵瓉淼姆聪?，從而將升?的水平分量轉(zhuǎn)換到減小側(cè)向偏差的方向上。該方法在神舟飛船的返回中得到了成功的應(yīng) 用，具有良好的效果。但是對(duì)于跳躍式再入的初次再入段，現(xiàn)有的固定漏斗橫向制導(dǎo)方法局 限性較大，主要表現(xiàn)為對(duì)射向的控制精度不夠、二次再入點(diǎn)橫向偏差過大。
[0004] 返回器初次再入段選擇以射向控制作為主要的橫向控制目標(biāo)的橫向制導(dǎo)方式，目 的是控制返回器速度的期望方向：在速度方向偏離期望速度方向一定的偏差后，改變傾側(cè) 角的符號(hào)，即改變升力的水平方向，以減小速度方向偏差。這種射向控制的橫向制導(dǎo)策略的 效果圖如圖2所示：
[0005] 定義速度方向誤差A(yù) VDrt= VDrt_VDrt，Exp，其容許邊界函數(shù)為A Wlim。虛線代表返回 器飛行軌跡。當(dāng)返回器運(yùn)行到A點(diǎn)時(shí)，速度方向誤差超出了設(shè)定的邊界，此時(shí)傾側(cè)角反號(hào)； 在升力的作用下，返回器的速度方向向正向移動(dòng)；到達(dá)B點(diǎn)后，返回器的速度方向再次超出 誤差邊界，再次改變傾側(cè)角的符號(hào)，從而將升力在水平面的投影轉(zhuǎn)到期望的方向。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的是為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，提供一種跳躍式再入初次再入段 射向調(diào)整方法，該方法能夠解決跳躍式再入飛行器自由飛行段縱橫向匹配問題。
[0007] 本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的。
[0008] 本發(fā)明的一種跳躍式再入的射向預(yù)偏置橫向制導(dǎo)方法，步驟為：
[0009] (1)根據(jù)導(dǎo)航系統(tǒng)解算的返回坐標(biāo)系下的速度坐標(biāo)（Vx，Navi，V y，Navi，Vz，Navi)，計(jì)算飛 行器的速度方向V Drt;所述公式如下
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種跳躍式再入的射向預(yù)偏置橫向制導(dǎo)方法，其特征在于步驟為： (1) 根據(jù)導(dǎo)航系統(tǒng)解算的返回坐標(biāo)系下的速度坐標(biāo)計(jì)算飛行器 的速度方向VDtt;所述公式如下
(2) 讀入預(yù)測(cè)程序計(jì)算的開普勒段航程Rk。。及逸出點(diǎn)速度大小VS; (3) 根據(jù)前述開普勒段航程Rk。。及逸出點(diǎn)速度大小Vs，計(jì)算開普勒飛行段的飛行時(shí)間預(yù) 計(jì)tKep;所述計(jì)算公式如下 tK巧=KiXRk6p/Vs+ATi 其中Ki為線性誤差修正量，AT1為時(shí)間補(bǔ)償量； (4) 根據(jù)前述開普勒飛行段飛行時(shí)間估計(jì)值tK。。，計(jì)算地球轉(zhuǎn)角0。;所述計(jì)算公式如 下： 白。=?eXt郵 其中為地球自轉(zhuǎn)角速度； (5) 利用地球轉(zhuǎn)角0。計(jì)算期望射向偏置量VDttihp;所述計(jì)算公式如下： Vnrt'Exp二K2>< 白。 其中馬為角度誤差修正量； 做設(shè)定傾側(cè)角翻轉(zhuǎn)闊值A(chǔ)iDiim，當(dāng)|VDtt-VDttJ=J〉A(chǔ)Ihim時(shí)，則改變傾側(cè)角符號(hào)；當(dāng)VDtt-VDrt，Expl《AiDiim時(shí)，傾側(cè)角符號(hào)不變；所述傾側(cè)角翻轉(zhuǎn)闊值A(chǔ)iDlim的計(jì)算公式如下
其中A 為高速翻轉(zhuǎn)邊界，Vi為高速闊值；A1])iim，2為低速翻轉(zhuǎn)邊界，V2為低速闊 值。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種跳躍式再入的射向預(yù)偏置橫向制導(dǎo)方法，屬于飛行器再入制導(dǎo)領(lǐng)域。與神舟飛船采取的側(cè)向翻轉(zhuǎn)邊界相比，本發(fā)明使用的速度方向偏差漏斗更加簡(jiǎn)單，同時(shí)更能滿足跳躍式再入制導(dǎo)的初次再入段對(duì)速度方向進(jìn)行控制的任務(wù)需求。本發(fā)明利用射向偏置量計(jì)算方法可以容易的實(shí)現(xiàn)對(duì)自由飛行段飛行方向的預(yù)補(bǔ)償，從而提高了橫向制導(dǎo)方法的精度水平。本發(fā)明利用時(shí)間補(bǔ)償量，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)射向的調(diào)整與控制，滿足任務(wù)適應(yīng)性的要求。
【IPC分類】G05D1-10
【公開號(hào)】CN104850129
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201410802735
【發(fā)明人】楊鳴, 張釗, 董文強(qiáng), 王勇, 于丹, 楊俊春, 黎藜, 張維瑾, 鄭永潔, 張國(guó)峰
【申請(qǐng)人】北京控制工程研究所
【公開日】2015年8月19日
【申請(qǐng)日】2014年12月19日