跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法技术

本发明专利技术提供了一种跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法，包括如下步骤；初始化，标控飞行段，跳跃段倾侧反转判断，跳跃段预测弹道积分，精度判定，跳跃段控制参数修正，跳出大气层判定，Kepler轨道飞行。本发明专利技术的目的是针对低升阻比的跳跃式再入飞行器开发一种通过修正跳跃段段倾侧角反转时刻进而保证终端横程约束的再入制导方法；本发明专利技术的关键技术是基于线性伪谱的公式推导获得终端偏差与倾侧角反转时刻之间的解析公式，具有计算效率高、求解精度高的特点，非常适用于在线制导。

Linear pseudospectral parameter correction lateral guidance method for leaping reentry vehicle

【技术实现步骤摘要】
跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法
本专利技术涉及跳跃式再入飞行器制导领域，更具体的说是涉及一种跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法。
技术介绍
以载人飞船为代表的一类低升阻比飞行器，为了实现较大的飞行横程，通常都采用跳跃式再入方案。区别于一般再入飞行器在横程制导过程中所采用的倾侧转弯控制规律，跳跃式弹道会再次脱离大气层，进入Kepler轨道飞行状态。理论上，在不考虑地球自转角速度的条件下，只要保证飞行器在脱离大气层时的弹道偏角是瞄向最终落点的，即可保证飞行器二次再入时的横向落点精度。但是，由于Kepler轨道飞行时间较长，地球自转效应不可忽略。地球自转所带来的最重要影响是，如果飞行器在脱离大气层时将预测落点选为最终落点，经过Kepler轨道惯性飞行后，随着地球的旋转，最终落点已产生位移进而偏离了预测落点。为了解决地球自转对跳跃式再入横向制导带来的困扰，目前常用的求解思路是采用偏射思想，即在飞行器脱离大气层时，不将此时的实际落点作为预测落点，而是通过反复的迭代积分，按照地球自转方向，选择一偏射点作为预测落点，并且在误差允许的范围内，经过Kepler轨道飞行时间后，理论落点经过地球自转后必须与该预测落点重合。这种基于偏射思想的跳跃式再入飞行器横向制导方法，虽然便于理解，但是在实际应用中，存在以下两点问题：首先，为了满足经过地球自转后理论落点与预测落点重合的基本条件，必须经过反复积分迭代才能确定合适的预测落点，使得飞行器实际Kepler轨道飞行时间与地球自转时间相同，积分迭代过程需要耗费大量弹载计算机能力，严重影响实际在线应用。其次，迭代过程的终止条件需要凭经验决定，误差界限如果定的过小，虽保证了求解精度，但也牺牲了计算效率，反之亦然。因此，如何提供一种适于在线制导，且通过修正跳跃段倾侧角反转时刻进而保证高精度终端横向约束的再入飞行器横向制导方法是本领域技术人员亟需解决的问题。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法，结合参数化控制、多段线性伪谱的公式推导获得终端偏差与倾侧角反转时刻之间的解析关系；该方法具有计算效率高、求解精度高的特点，非常适用于在线制导。为了达到上述目的，本专利技术采用如下技术方案：一种跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法，包括如下步骤：S1：初始化：设置仿真参数，所述仿真参数包括终端横程偏差δχ的精度要求；通过离线弹道优化设置初始控制参数，所述初始控制参数包括倾侧角反转时刻初值tre0以及倾侧角模值参数，并将所述初始控制参数作为标准控制；S2：标控飞行段：当飞行器距地面高度大于设定值时，按标准控制飞行；当高度低于设定时，进入步骤S3；S3：跳跃段倾侧反转判断：根据当前时间与倾侧角反转时刻的对应关系，判断是否进行倾侧反转，如果当前时刻未达到反转时刻时，不进行反转，进入步骤S4；如果当前时刻大于或等于反转时刻，且不是最后一个反转点时，重新建立非线性参数控制，进入步骤S4，当作为最后一个反转点时，进入步骤S7；S4：跳跃段预测弹道积分：使用当前时刻的状态量作为积分初值，在标准控制的作用下，通过弹道积分获得终端状态偏差δxf，以及全局多段弹道信息；S5：精度判定：根据终端状态偏差δxf求解终端偏差，包括终端射程偏差δS和终端横程偏差δχ，当δS与δχ都满足步骤S1设置的精度要求时，保持标准控制不变，进入步骤S3，否则，终端偏差过大，进入步骤S6；S6：跳跃段控制参数修正：基于步骤S4获得的多段预测弹道积分，结合参数化控制、多段伪谱法和变分原理，获得终端偏差与控制量修正值之间的解析关系，并更新标准控制，进入步骤S3；S7：跳出大气层判定：当飞行器高度再次超过大气层高度时，进入步骤S8；反之，飞行器还未脱离大气层，返回步骤S3；S8：Kepler轨道飞行：飞行器沿标准Kepler轨道飞行，此时再入飞行器完成跳跃段制导飞行，仿真结束。优选的，在上述跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法中，所述步骤S6具体包括：S61:控制量参数化：当飞行时间介于tk与tf之间时，倾侧角保持常值σf；当飞行时间小于tk时，倾侧角模值表示为其中，tre表示倾侧角反转时刻，tk代表脱离大气层的时刻，即Kepler段起点，σ1表示倾侧角初始模值，t表示当前飞行时间；由倾侧反转时刻tre和脱离大气层时刻tk，控制量被分为三段，其中，与±表示倾侧角符号的改变；S62:多段非线性方程的线性化：将非线性动力学方程在预测弹道周围泰勒展开，获得以状态偏差δx为自变量的线性误差传播动力学方程为：其中，x＝xref-δx，系数矩阵为6×1的向量，且其中，表示向量的张量积，因为δσ1表示倾侧角初始模值的改变，所以受倾侧角反转的影响，与的符号相反；S63：结合Gauss伪谱法，利用正交配点以及拉格朗日插值多项式，线性误差传播动力学方程的终端状态偏差表示为初始状态偏差和倾侧角反转时刻修正的解析函数。优选的，在上述跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法中，所述步骤S63具体包括：S631:把时间区间[t0,tf]映射到区间[-1,+1]，区间变换公式如下:则线性误差传播动力学方程表示为:S632:将线性误差传播动力学方程转化为一组基于LG配点的代数约束其中，上标i(i＝1,2,3)表示第i段；S633:结合Gauss积分公式，计算得到第一段的终端状态偏差第二段的终端状态偏差第三段的终端状态偏差分别为：S634：考虑状态量对时间的变分，将倾侧角反转修正时刻δtre所引起的状态量的改变δx(tre)表示为δx(tre)＝[f1(x(tre),u,tre)-f2(x(tre),u,tre)]δtre其中，f1与f2分别表示倾侧反转前后的状态微分方程。S635：通过线性伪谱的公式推导，可以解析地给出倾侧角修正反转时刻δtre的表达式：δtre＝Z-1δy1其中，y1为终端约束，Z为系数；更新后的倾侧反转时刻可以表示为：其中，上标k表示第k次迭代过程。将代入步骤S3中，在横程制导的过程中，通过不断地迭代更新倾侧反转时刻，保证终端横程偏差为零。经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本专利技术公开提供了一种跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法，通过对控制量的参数化处理，结合Gauss伪谱法，利用正交配点以及拉格朗日插值多项式，误差传播方程的终端偏差可以表示为初始状态偏差和控制量修正的解析函数，将多段非线性问题线性化，结合线性伪谱法，利用变分原理，推导终端偏差与分段时刻的解析关系，并时时修正倾侧角反转时刻，实现在线制导。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。图1附图为本专利技术跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法的流程示意图；图2附图为本专利技术跳跃式再入弹道轨迹分段示意图；图3附图为本专利技术不同倾侧反转时刻的高度随射程变化曲线；图4附图为本专利技术不同倾侧反转时刻的横程偏差随时间变化曲线；图5附图为本专利技术倾侧角模值随飞行时间的参数化曲线；图6附图为本专利技术本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法，其特征在于，包括如下步骤：S1：初始化：设置仿真参数和初始控制参数，并将所述初始控制参数作为标准控制；S2：标控飞行段：当飞行器距地面高度大于设定值时，按标准控制飞行；当高度低于设定时，进入步骤S3；S3：跳跃段倾侧反转判断：根据当前时间与倾侧角反转时刻的对应关系，判断是否进行倾侧反转，如果当前时刻未达到反转时刻时，不进行反转，进入步骤S4；如果当前时刻大于或等于反转时刻，且不是最后一个反转点时，重新建立非线性参数控制，进入步骤S4；经过最后一次反转时，进入步骤S7；S4：跳跃段预测弹道积分：使用当前时刻的状态量作为积分初值，在标准控制的作用下，通过弹道积分获得终端状态偏差δxf，以及全局多段弹道信息；S5：精度判定：根据终端状态偏差δxf求解终端偏差，包括终端射程偏差δS和终端横程偏差δχ，当δS与δχ都满足步骤S1设置的精度要求时，保持标准控制不变，进入步骤S3，否则，终端偏差过大，进入步骤S6；S6：跳跃段控制参数修正：基于步骤S4获得的多段预测弹道积分，结合参数化控制、多段伪谱法和变分原理，获得终端偏差与控制量修正值之间的解析关系，并更新标准控制，进入步骤S3；S7：跳出大气层判定：当飞行器高度再次超过大气层高度时，进入步骤S8；反之，飞行器还未脱离大气层，返回步骤S3；S8：Kepler轨道飞行：飞行器沿标准Kepler轨道飞行，此时再入飞行器完成跳跃段制导飞行，仿真结束。...

【技术特征摘要】
1.一种跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法，其特征在于，包括如下步骤：S1：初始化：设置仿真参数和初始控制参数，并将所述初始控制参数作为标准控制；S2：标控飞行段：当飞行器距地面高度大于设定值时，按标准控制飞行；当高度低于设定时，进入步骤S3；S3：跳跃段倾侧反转判断：根据当前时间与倾侧角反转时刻的对应关系，判断是否进行倾侧反转，如果当前时刻未达到反转时刻时，不进行反转，进入步骤S4；如果当前时刻大于或等于反转时刻，且不是最后一个反转点时，重新建立非线性参数控制，进入步骤S4；经过最后一次反转时，进入步骤S7；S4：跳跃段预测弹道积分：使用当前时刻的状态量作为积分初值，在标准控制的作用下，通过弹道积分获得终端状态偏差δxf，以及全局多段弹道信息；S5：精度判定：根据终端状态偏差δxf求解终端偏差，包括终端射程偏差δS和终端横程偏差δχ，当δS与δχ都满足步骤S1设置的精度要求时，保持标准控制不变，进入步骤S3，否则，终端偏差过大，进入步骤S6；S6：跳跃段控制参数修正：基于步骤S4获得的多段预测弹道积分，结合参数化控制、多段伪谱法和变分原理，获得终端偏差与控制量修正值之间的解析关系，并更新标准控制，进入步骤S3；S7：跳出大气层判定：当飞行器高度再次超过大气层高度时，进入步骤S8；反之，飞行器还未脱离大气层，返回步骤S3；S8：Kepler轨道飞行：飞行器沿标准Kepler轨道飞行，此时再入飞行器完成跳跃段制导飞行，仿真结束。2.根据权利要求1所述的跳跃式再入飞行器线性伪谱参数修正横向制导方法，其特征在于，所述步骤S6具体包括：S61:控制量参数化：当飞行时间介于tk与tf之间时，倾侧角保持常值σf；当飞行时间小于tk时，倾侧角模值表示为其中，tre表示倾侧角反转时刻，tk代表脱离大气层的时刻，即Kepler段...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈万春，杜文豪，杨良，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11