基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法技术

本发明专利技术提供了一种基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法，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，跳跃段倾侧反转时刻修正，重新建立参数控制，跳跃段预测弹道积分，精度判定，跳跃段控制参数修正，Kepler轨道飞行。本发明专利技术通过迭代更新倾侧角模值参数进而修正终端射程偏差，当分段条件不由时间决定时，引入控制补偿，为末段制导提供了良好的初始条件。而且在一个制导周期内同步更新倾侧角模值控制规律以及倾侧角反转时间，进而同时确保终端横程与纵程精度，得益于控制量修正值与终端偏差之间的解析关系，每一次控制量的更新都不需要迭代积分，单次计算耗时仅为2ms，非常适合在线应用。

On line trajectory planning guidance method for leaping reentry vehicle based on linear pseudospectral

The invention provides a method based on linear pseudo spectral jump reentry vehicle online trajectory planning guidance method, which comprises the following steps: initialization, the standard control flight, jump jump section section listing inversion judgment, prediction trajectory integral, accuracy determination, jump section tilt reversal moment correction, the re establishment of parameter control, jump section of predicting trajectory integral the precision, determination, jump correction section control parameter, Kepler orbit. The present invention through iterative update mode and terminal angle correction range deviation parameter values, when the conditions are not segmented by the time when the decision is introduced to control the compensation for terminal guidance provides a good initial condition. But in a guidance period synchronous update angle modulus control law and the bank angle reversal time, and at the same time to ensure the end cross range and longitudinal range accuracy, due to the amount of control and analysis of the relationship between the corrected value deviation between the control terminal, the amount of each update does not require iterative points, single computing time only 2ms, very suitable for online application.

【技术实现步骤摘要】
基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法
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基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法。
技术介绍
随着嫦娥计划的不断进展，探月返回轨道的设计已经成为研究的热点。区别于一般的高超声速再入飞行器，以美国的阿波罗探月返回舱为例，这一类飞行器再入速度大、初始能量高，通过设计跳跃式再入弹道，可以在确保热流约束与过载约束的前提下，有效地降低飞行器能量，使其二次再入时能够直接进入末制导段。加之这类飞行器普遍采用低升阻比的气动设计，再入过程中对弹道偏差的修正能力较弱。所以，这类低升阻比跳跃式再入飞行器的制导律，在设计过程中将更具有挑战性。目前，这类制导律的设计，普遍采用基于弹道积分的预测校正方法。这类方法的基本思想是，设置初始的倾侧角模值控制规律和反转时刻，通过弹道积分获得终端射程偏差和横程偏差；而后修改模值规律与反转时刻，再次通过弹道积分评判终端偏差；如此往复，直至终端偏差达到精度要求，这一过程中往往采用牛顿迭代。需要强调的是，经过往复地循环积分后，只能得到当前时刻下的控制修正。实际飞行中，由于气动参数偏差以及大气模型的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法，其特征在于，包括如下步骤：S1：初始化：设置初始、终端的计算仿真参数，包括终端纵向射程偏差δS和横程落点偏差δχ的精度要求，通过离线弹道优化与参数化处理，将倾侧角变化规律表示为倾侧反转时刻tre和倾侧角初始模值σ1的多段参数函数，并将tre和σ1作为标准控制；S2：标控飞行段：当飞行器距地面高度大于100km时，按标准控制飞行；当高度低于100km时，进入步骤(3)；S3：跳跃段倾侧反转判断：按标准控制飞行，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...

【技术特征摘要】
1.一种基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法，其特征在于，包括如下步骤：S1：初始化：设置初始、终端的计算仿真参数，包括终端纵向射程偏差δS和横程落点偏差δχ的精度要求，通过离线弹道优化与参数化处理，将倾侧角变化规律表示为倾侧反转时刻tre和倾侧角初始模值σ1的多段参数函数，并将tre和σ1作为标准控制；S2：标控飞行段：当飞行器距地面高度大于100km时，按标准控制飞行；当高度低于100km时，进入步骤(3)；S3：跳跃段倾侧反转判断：按标准控制飞行，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问题，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，所述的标准控制作为控制输入，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：状态量序列Xk、控制量序列Uk；S5：精度判定：由终端状态偏差δxf求解终端纵向射程偏差δS和横程落点偏差δχ，当二者都满足步骤S1设置的精度要求时，保持标准控制不变，进入步骤S3，否则，进入步骤S6；S6：跳跃段倾侧反转时刻修正：基于步骤S4获得的多段预测弹道积分，获得终端偏差与控制修正量之间的解析关系，并更新标准控制，即倾侧反转时刻tre和倾侧角初始模值σ1，考虑到弹道积分的初值即为当前实际运动状态，所以初始状态偏差始终为零，终端状态偏差最终表示为其中，K矩阵表示误差传递矩阵，上标数字分别表示第1段、第2段和第3段，下标x和u分别表示相应的终端状态偏差是由状态量偏差或控制量偏差导致；二次再入点是以高度重新达到81.5km确定的，不由飞行时间决定；考虑到二次再入点的高度约束表示为结合标准轨迹上基准位置处的导数信息，终端状态偏差修正为δx0为初始状态偏差，hf表示由等时弹道积分获得的终端高度，即二次再入点的高度，终端状态偏差进一步表示为其中，Y5为时间修正矩阵，用以描述终端时刻的修正关系；同理，不仅仅第三段的终端状态是以高度81.5km作为分界点，跳跃式再入轨迹的第二段与第三段的分段条件也是以高度81.5km确定的，对终端状态偏差做出修正其中，时间修正矩阵Y4用以描述二三段分界点处的修正关系；进入步骤S7；S7：重新建立参数控制：仅将倾侧角模值参数作为标准控制，用以修正纵向射程偏差，当飞行器高度再次超过81.5km，此时认为飞行器脱离大气层，不受气动力的影响，进入步骤S11，否则，进入步骤S8；S8：跳跃段预测弹道积分：在当前标准控制的作用下，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：状态量序列Xk、控制量序列Uk；S9：精度判定：根据终端状态偏差δxf求解终端射程偏差δS，当δS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S7，否则，终端偏差过大，进入步骤S10；S10：跳跃段控制参数修正：基于步骤S8获得的多段预测弹道积分，计算得到终端射程偏差与倾侧角模值参数修正值之间的解析关系，并进一步更新标准控制，进入步骤S7；S11：Kepler轨道飞行：飞行器沿标准Kepler轨道飞行，直至二次再入时距地面高度小于等于81.5km，Kepler段飞行结束，此时再入飞行器完成...

【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