一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法技术

一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法，包括步骤如下：1)待飞行器弹道倾角为零后，确定飞行器能量‑阻力加速度走廊上界和走廊下界，2)生成飞行器能量阻力加速度特征剖面，3)修正飞行器能量阻力加速度特征剖面,获得飞行器能量阻力加速度特征剖面的修正量，4)解析构造再入制导模型，5)确定飞行器倾侧角指令，完成飞行器再入制导工作。本发明专利技术的制导方法自适应能力强，精度高，计算简单，易于工程实现。

【技术实现步骤摘要】
一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法
本专利技术涉及一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法，属于制导控制
，特别适用于空天飞行器、可重复使用运载器、高超声速飞行器的再入段的制导。
技术介绍
空天飞行器(AerospaceVehicle,ASV)是既能在航空领域又能在航天领域工作的新型飞行器，它结合了航空技术与航天技术。空天飞行器能像普通飞机一样水平起飞，以高超声速在大气层内飞行，并可直接加速进入地球轨道，成为航天飞行器，返回大气层后，像飞机一样在机场着陆。再入段是空天飞行器返回着陆过程的一个重要阶段，是空天飞行器安全返回与顺利着陆的重要保障。再入段位于离轨段之后，末端能量管理段之前，其主要目的是逐步耗散飞行器的动能和势能量，控制飞行器以合适的高度、速度和航向到达末端能量管理窗口。典型的初期段飞行起始于速度约7511m/s、海拔高度约120000m，结束于末端能量管理窗口，终端标称速度约765m/s、终端标称高度约26700m。空天飞行器再入段飞行高度和速度变化范围大，飞行状态变化剧烈。同时，再入动压、过载和热流密度等限制严重，决定了飞行走廊窄，还存高空大气环境和气动力系数的不确定性大的问题，过程约束条件强以及参数不确定性大的特点，制导控制难度大。再入制导方法通常分为标准轨迹制导和预测校正制导两大类。标准轨迹制导方法通过设计导引律以实时跟踪事先确定的标准再入轨迹，对GNC控制器的性能要求比较低，但是较大的初始轨迹偏差以及再入过程环境扰动等因素的影响较大，可能会导致制导性能严重退化。预测校正制导方法则是通过预测再入飞行器的落点位置偏差来对制导指令进行实时修正，能够显著降低初始散布误差和飞行过程中各种偏差对制导性能的影响，提高制导精度。因此，预测校正制导成为空天飞行器再入制导方法的发展趋势。然而，目前大量的预测校正制导方法均建立在数值积分弹道方程的基础上，该类方法的计算量大，给工程实施造成了巨大的难度。在工程实施中，航天飞机采用基于阻力加速度剖面的标准弹道再入制导方法计算量小，对于初始误差和过程干扰较小的再入任务可以实现较好的制导效果，并进一步应用在了Hermes飞行器、X-33飞行器。航天飞机采用的基于阻力加速度剖面的标准弹道再入制导方法难以摆脱鲁棒性和适应性差的固有缺陷。为满足新一代空天飞行器对自主性、精确性、安全性和可靠性的苛刻要求，世界各国开展了大量的新型升力式再入制导方法的研究和验证，比较典型的为改进的加速度再入制导算法，但该方法选用三段线性曲线组成的阻力加速度剖面限制了飞行器的再入飞行能力，同时由于三段曲线不连续，不利于飞行器跟踪参考阻力剖面，此外，用到的搜索算法比较消耗机时。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法，该方法能够获得高的制导精度，提高了空天飞行器的纵横航程在线调整能力，同时计算简单，工程实现容易。本专利技术的技术方案是：一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法，包括步骤如下：1)判断飞行器弹道倾角是否为零，若飞行器弹道倾角不为零，则进入步骤2)，若飞行器弹道倾角为零，则进入步骤3)；2)将保持飞行器弹道倾角为零作为制导信息，将所述制导信息传递给飞行器控制系统，直至飞行器弹道倾角零后，进入步骤3)；3)确定飞行器能量-阻力加速度走廊上界和走廊下界，根据所述飞行器能量-阻力加速度走廊上界和走廊下界，生成飞行器能量阻力加速度特征剖面；4)修正飞行器能量阻力加速度特征剖面,获得飞行器能量阻力加速度特征剖面的修正量；5)根据飞行器能量阻力加速度特征剖面的修正量，解析构造再入制导模型；6)根据所述解析构造的再入制导模型，确定飞行器倾侧角指令；7)将所述确定的倾侧角指令作为制导信息发送给飞行器控制系统，完成飞行器再入制导工作。所述步骤3)确定飞行器能量-阻力加速度走廊上界根据下列等式确定，具体为：所述步骤3)飞行器能量-阻力加速度走廊下界根据下列等式确定，具体为：其中，qmax为最大动压约束，nmax为最大过载约束，为最大热流密度约束，Dqmax为动压约束下的飞行器能量-阻力加速度走廊上界，Dnmax为过载约束下的飞行器能量-阻力加速度走廊上界，为热流密度约束约束下的飞行器能量-阻力加速度走廊上界，DEQmin为平衡滑翔约束下的飞行器能量-阻力加速度走廊下界，CL为气动升力系数，kQ为与飞行器外形相关的常值参数，r为飞行器地心距，Sref为飞行器参考面积，m为飞行器质量，CD为气动阻力系数，kQ为与飞行器外形相关的常值参数，v为飞行器速度，g为引力加速度。所述步骤3)生成的飞行器能量阻力加速度特征剖面，具体为：根据所述飞行器能量-阻力加速度走廊上界和走廊下界，以飞行器能量为横坐标，以飞行器阻力加速度为纵坐标，生成飞行器能量阻力加速度特征剖面；A)当E≥Ec时，所述飞行器能量阻力加速度特征剖面包括n段二次曲线，n为正整数；其中，第i段二次曲线对应的飞行器能量阻力加速度特征剖面，具体为：Di0＝Ci1E2+Ci2E+Ci3，Eif<E≤Eib；其中，i＝1,2,3,...,n，Eif、Eib分别为第i条阻力加速度二次曲线的终端能量和起始能量，Ci1、Ci2和Ci3为第i条阻力加速度二次曲线的系数，Ec为二次曲线和一次曲线分界点能量，E为飞行器能量；B)当E<Ec时，所述飞行器能量阻力加速度特征剖面为一次曲线，具体为；其中，Dc为Ec点对应的飞行器阻力加速度，Df为Ef点对应的飞行器阻力加速度，Ef为再入终端的标称能量，vf为再入终端标称速度，hf为再入终端标称高度，gf为再入终端标称引力加速度，ρf为再入终端标称大气密度。所述步骤4)修正飞行器能量阻力加速度特征剖面的方法，具体为：41)根据所述飞行器能量阻力加速度特征剖面，确定飞行器能量阻力加速度特征剖面对应的飞行航程sD0；42)确定飞行器初始待飞航程st0；43)修正所述步骤3)生成的飞行器能量阻力加速度特征剖面，使得所述步骤41)确定的sD0与所述步骤42)确定的st0一致，获得修正后的所述飞行器能量阻力加速度特征剖面。所述步骤41)飞行器能量阻力加速度特征剖面对应的飞行航程sD0，具体为:所述步骤42)飞行器初始待飞航程st0，具体为:st0＝r0arccos(sinφ0sinφf+cosφ0cosφfcos(λf-λ0))，其中，φf为再入终端标称纬度，λf为再入终端标称经度，φ0为弹道倾角变化为零时飞行器所处的纬度，λ0为弹道倾角变化为零时飞行器所处的经度，r0为弹道倾角变化为零时飞行器的地心距。所述步骤5)解析构造再入制导模型，具体为:sDt＝sD-st，st＝rarccos(sinφsinφf+cosφcosφfcos(λf-λ))，其中，θ为飞行器弹道倾角，u＝cosσ，D0为当前能量对应的初始阻力加速度剖面下的阻力加速度，D为飞行器阻力加速度，ΔD为飞行器能量阻力加速度特征剖面的修正量，L为飞行器升力加速度，hs为大气密度特征参数，DN＝Dl0+ΔD，r为当前飞行器地心距；φ为当前飞行器纬度；λ为当前飞行器经度；EN确定方法如下a)当E＞Ec时：EN＝Ec，b)当Ef<En≤Ec时：EN＝En，所述步骤6本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法，其特征在于，包括步骤如下：1)判断飞行器弹道倾角是否为零，若飞行器弹道倾角不为零，则进入步骤2)，若飞行器弹道倾角为零，则进入步骤3)；2)将保持飞行器弹道倾角为零作为制导信息，将所述制导信息传递给飞行器控制系统，直至飞行器弹道倾角零后，进入步骤3)；3)确定飞行器能量‑阻力加速度走廊上界和走廊下界，根据所述飞行器能量‑阻力加速度走廊上界和走廊下界，生成飞行器能量阻力加速度特征剖面；4)修正飞行器能量阻力加速度特征剖面,获得飞行器能量阻力加速度特征剖面的修正量；5)根据飞行器能量阻力加速度特征剖面的修正量，解析构造再入制导模型；6)根据所述解析构造的再入制导模型，确定飞行器倾侧角指令；7)将所述确定的倾侧角指令作为制导信息发送给飞行器控制系统，完成飞行器再入制导工作。

【技术特征摘要】
1.一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法，其特征在于，包括步骤如下：1)判断飞行器弹道倾角是否为零，若飞行器弹道倾角不为零，则进入步骤2)，若飞行器弹道倾角为零，则进入步骤3)；2)将保持飞行器弹道倾角为零作为制导信息，将所述制导信息传递给飞行器控制系统，直至飞行器弹道倾角零后，进入步骤3)；3)确定飞行器能量-阻力加速度走廊上界和走廊下界，根据所述飞行器能量-阻力加速度走廊上界和走廊下界，生成飞行器能量阻力加速度特征剖面；4)修正飞行器能量阻力加速度特征剖面,获得飞行器能量阻力加速度特征剖面的修正量；5)根据飞行器能量阻力加速度特征剖面的修正量，解析构造再入制导模型；6)根据所述解析构造的再入制导模型，确定飞行器倾侧角指令；7)将所述确定的倾侧角指令作为制导信息发送给飞行器控制系统，完成飞行器再入制导工作。2.根据权利要求1所述的一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法，其特征在于，所述步骤3)确定飞行器能量-阻力加速度走廊上界根据下列等式确定，具体为：所述步骤3)飞行器能量-阻力加速度走廊下界根据下列等式确定，具体为：其中，qmax为最大动压约束，nmax为最大过载约束，为最大热流密度约束，Dqmax为动压约束下的飞行器能量-阻力加速度走廊上界，Dnmax为过载约束下的飞行器能量-阻力加速度走廊上界，为热流密度约束约束下的飞行器能量-阻力加速度走廊上界，DEQmin为平衡滑翔约束下的飞行器能量-阻力加速度走廊下界，CL为气动升力系数，kQ为与飞行器外形相关的常值参数，r为飞行器地心距，Sref为飞行器参考面积，m为飞行器质量，CD为气动阻力系数，kQ为与飞行器外形相关的常值参数，v为飞行器速度，g为引力加速度。3.根据权利要求2所述的一种实时解析构造的空天飞行器再入制导方法，其特征在于，所述步骤3)生成的飞行器能量阻力加速度特征剖面，具体为：根据所述飞行器能量-阻力加速度走廊上界和走廊下界，以飞行器能量为横坐标，以飞行器阻力加速度为纵坐标，生成飞行器能量阻力加速度特征剖面；A)当E≥Ec时，所述飞行器能量阻力加速度特征剖面包括n段二次曲线，n为正整数；其中，第i段二次曲线对应的飞行器能量阻力加速度特征剖面，具体为：Di0＝Ci1E2+Ci2E+Ci3，Eif<E≤Eib；其中，i＝1,2,3,...,n，Eif、Eib分别为第i条阻力加速度二次曲线的终端能量和起始能量，Ci1、Ci2和Ci3为第i条阻力加速度二次曲线的系数，Ec为二次曲线和一次曲线分界点能量，E为飞行器能量；B)当E<Ec时，所述飞行器能量阻力加速...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘智勇，何英姿，范松涛，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11