一種跳躍式再入的射向預偏置橫向制導方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種跳躍式再入的射向預偏置橫向制導方法，屬于飛行器再入制導領 域。
【背景技術】
[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 用預測一校正的制導方法，保證初次再入將返回器能量阻尼的合適的范圍內，為二次再入 提供良好的再入初始狀態(tài)。
[0003] 通常的橫向制導方法采用固定漏斗的方法，即飛行器在某個側向超出一定的范圍 后，傾側角就改變符號，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?的水平分量轉換到減小側向偏差的方向上。該方法在神舟飛船的返回中得到了成功的應 用，具有良好的效果。但是對于跳躍式再入的初次再入段，現(xiàn)有的固定漏斗橫向制導方法局 限性較大，主要表現(xiàn)為對射向的控制精度不夠、二次再入點橫向偏差過大。
[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的橫向制導方式，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 角的符號，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策略的 效果圖如圖2所示：
[0005] 定義速度方向誤差A 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。當返回器運行到A點時，速度方向誤差超出了設定的邊界，此時傾側角反號； 在升力的作用下，返回器的速度方向向正向移動；到達B點后，返回器的速度方向再次超出 誤差邊界，再次改變傾側角的符號，從而將升力在水平面的投影轉到期望的方向。

【發(fā)明內容】

[0006] 本發(fā)明的目的是為了克服現(xiàn)有技術的不足之處，提供一種跳躍式再入初次再入段 射向調整方法，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方案實現(xiàn)的。
[0008] 本發(fā)明的一種跳躍式再入的射向預偏置橫向制導方法，步驟為：
[0009] (1)根據導航系統(tǒng)解算的返回坐標系下的速度坐標（Vx，Navi，V y，Navi，Vz，Navi)，計算飛 行器的速度方向V Drt;所述公式如下
【主權項】
1. 一種跳躍式再入的射向預偏置橫向制導方法，其特征在于步驟為： (1) 根據導航系統(tǒng)解算的返回坐標系下的速度坐標計算飛行器 的速度方向VDtt;所述公式如下
(2) 讀入預測程序計算的開普勒段航程Rk。。及逸出點速度大小VS; (3) 根據前述開普勒段航程Rk。。及逸出點速度大小Vs，計算開普勒飛行段的飛行時間預 計tKep;所述計算公式如下 tK巧=KiXRk6p/Vs+ATi 其中Ki為線性誤差修正量，AT1為時間補償量； (4) 根據前述開普勒飛行段飛行時間估計值tK。。，計算地球轉角0。;所述計算公式如 下： 白。=?eXt郵 其中為地球自轉角速度； (5) 利用地球轉角0。計算期望射向偏置量VDttihp;所述計算公式如下： Vnrt'Exp二K2>< 白。 其中馬為角度誤差修正量； 做設定傾側角翻轉闊值AiDiim，當|VDtt-VDttJ=J〉AIhim時，則改變傾側角符號；當VDtt-VDrt，Expl《AiDiim時，傾側角符號不變；所述傾側角翻轉闊值AiDlim的計算公式如下
其中A 為高速翻轉邊界，Vi為高速闊值；A1])iim，2為低速翻轉邊界，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偏置橫向制導方法，屬于飛行器再入制導領域。與神舟飛船采取的側向翻轉邊界相比，本發(fā)明使用的速度方向偏差漏斗更加簡單，同時更能滿足跳躍式再入制導的初次再入段對速度方向進行控制的任務需求。本發(fā)明利用射向偏置量計算方法可以容易的實現(xiàn)對自由飛行段飛行方向的預補償，從而提高了橫向制導方法的精度水平。本發(fā)明利用時間補償量，可以實現(xiàn)對射向的調整與控制，滿足任務適應性的要求。
【IPC分類】G05D1-10
【公開號】CN104850129
【申請?zhí)枴緾N201410802735
【發(fā)明人】楊鳴, 張釗, 董文強, 王勇, 于丹, 楊俊春, 黎藜, 張維瑾, 鄭永潔, 張國峰
【申請人】北京控制工程研究所
【公開日】2015年8月19日
【申請日】2014年12月19日