一种跳跃式再入飞行器过载保护方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，属于再入制导领域。
【背景技术】
[0002]探月返回飞行器速度极高，在到达地球附近时(120km以下，进入稠密地球大气层后)，其地速将远大于当地圆轨道速度。对于此类飞行器，即使本身升阻比较小，依然能够通过跳跃式弹道实现较大的飞行航程，从而保证再入点与回收场之间的几何约束关系。选择跳跃式弹道时，对于再入段弹道的峰值过载控制、峰值热流控制都有较大好处。但要实现小升阻比飞行器的跳跃式再入弹道，对GNC系统提出了较高的要求，需要在飞行器速度较高的飞行阶段迅速调整航程能力，保证能力可达的航程与剩余航程相匹配。由于器载计算机计算能力有限，在初次再入段预测时不能直接预测到开伞点，只能选择预测到二次再入点，然后利用快速方法预估二次再入点航程，为二次再入段预留足够能力的制导逻辑。此种方式，显然会造成二次再入段的实际情况与预估情况有偏差；此外，由于导航误差、大气密度随着经玮度的变化以及自由飞行段散布造成的影响，也会造成同样的后果。当二次再入的能力过强，而预留的二次再入段航程又较短时，势必会引起二次再入段制导律采用大倾侧角下压弹道，并引起大轴向过载的问题。
【发明内容】
[0003]本发明的技术解决问题:克服现有技术不足，提出一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，解决了在预先设计的二次再入段弹道形态与二次再入段初始状态间存在较大失配的情况下，利用简单的修正逻辑，保证飞行器的峰值过载不超设计极限的问题。
[0004]本发明的技术解决方案:一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，包括如下步骤:
[0005](I)根据飞行器的器载计算机记录的阶段标志PhaseFlag，判断当前飞行器的飞行阶段；该状态标志PhaseFlag由飞行器的模式管理程序维护，状态标志PhaseFlag为非零正整数，在再入各阶段转段时逐次递增，若PhaseFlag不等于设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段不是二次再入段，不执行过载保护的判断；若阶段标志PhaseFlag等于设定设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段是二次再入段，继续执行步骤(2);
[0006](2)步骤(I)中所述过载保护方法是与正常再入制导指令计算相并行的功能性方法，该逻辑有效时，将屏蔽正常条件下再入倾侧角指令σ ■的计算功能，并给出过载保护条件下的倾侧角指令大小σ.= σ min;
[0007]根据飞行器的器载计算机记录的过载保护逻辑激活标志FDrag，判断飞行器的过载保护功能是否激活，若FDrag等于0，则过载保护逻辑未被激活，不执行过载保护，并转入步骤(5)，若FDrag等于I，表示过载保护逻辑被激活，转步骤(3)
[0008](3)设定过载保护启动阈值D1
[0009]D1=Ic1Nmm
[0010]式中NMax为飞行器设计要求的最大过载指标，k i为过载保护启动设计参数，取值范围为0.50?0.85 ;
[0011 ] 设定过载保护停止阈值D2:
[0012]D2= k2NMax
[0013]式中k2为过载保护停止设计参数，取值范围为0.60?0.90 ;
[0014]设定过载保护倾侧角常量的最小值σ min
[0015]Omin=1k0
[0016]式中k。为过载保护倾侧角设计参数，取值范围为0.5?2.0 ;
[0017](4)判断飞行器的当前过载与步骤(3)设定的过载保护启动阈值D1的关系，若飞行器的当前过载大于设定的过载保护启动阈值D1，则过载保护功能启动，将过载保护倾侧角设置为过载保护倾侧角常量的最小值Omin，直至飞行器的当前过载小于步骤(3)设定的过载保护停止阈值仏后，停止过载保护，恢复步骤(2)的正常条件下再入倾侧角指令大小的计算功能，以避免由于长时间的过载保护引起飞行器的再入航程过长；若飞行器的当前过载小于等于设定的过载保护启动阈值D1，不启动过载保护功能；
[0018](5)设定过载保护功能激活阈值D3:
[0019]D3= k3NMax
[0020]式中k3为过载保护功能激活设计参数，取值范围为0.9?1.05 ;
[0021]在预测计算飞行器落点的过程中，记录预测最大过载DMaxPred，当DMaxPred大于D3时，即认为当前过载存在较大的超限的风险，令FDrag为1，否则保持FDrag值不变。
[0022]所述设计参数Ii1的取值范围为0.50?0.85。
[0023]所述设计参数k2的取值范围为0.60?0.90。
[0024]所述设计参数k3的取值范围为0.9?1.05。
[0025]所述设计参数k。的取值范围为0.5?2.0。
[0026]本发明与现有技术相比具有如下优点:
[0027](I)针对小升阻比再入飞行器，设计保护阈值，通过步骤⑷中Dl的设计，保证了提前开始执行过载保护功能，避免了弹道拉起程度不足而引起的保护不足的现象。
[0028](2)通过步骤⑷中D2的设计，保证了在返回器弹道充分拉起，不会再出现过载超限后，尽快退出过载保护逻辑，为后续制导修正落点散布留下充足的时间。
[0029](3)通过步骤(5)的设计，利用预测信息，实现了对于二次再入点状态与设计状态有较大差异，存在由于倾侧角剖面设计与飞行器预期状态不匹配引起过载超限问题时，将倾侧角指令降低到最小使用角以实现降低峰值过载的方法，可以直接应用于小升阻比高速再入飞行器的纵向制导方法设计。
【附图说明】
[0030]图1为过载保护逻辑流程图；
[0031]图2为过载保护逻辑的基本工作原理；
【具体实施方式】
[0032]下面就结合附图对本发明做进一步介绍。
[0033]本发明针对跳跃式再入飞行器，给出了一种二次再入段利用降低倾侧角，实现拉升弹道从而降低峰值过载的过载保护方法。图1给出了本方法的执行过程，需要指出，本方法是跳跃式再入制导方法一部分，而该方法会以固定的周期反复调用，直到飞行器落地结束。
[0034]一种跳跃式再入飞行器过载保护方法，包括如下步骤:
[0035](I)根据飞行器的器载计算机记录的阶段标志PhaseFlag，判断当前飞行器的飞行阶段；该状态标志PhaseFlag由飞行器的模式管理程序维护，状态标志PhaseFlag为非零正整数，在再入各阶段转段时逐次递增，若PhaseFlag不等于设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段不是二次再入段，不执行过载保护的判断；若阶段标志PhaseFlag等于设定设定的非零正整数，则判断出飞行器的飞行阶段是二次再入段，继续执行步骤(2);
[0036]对于跳跃式再入，初次再入段初始条件由轨道修正保证，其精度水平通常较高，因此初次再入段过载特性通常容易利用设计加以保证；但二次再入段初始条件是初次再入段升力控制的结果，导致二次再入段弹道特性存在出现大偏差的可能，并引起该段过载超限。为了防止此情况的发生，提出本发明方法。
[0037](2)步骤(I)中所述过载保护方法是与正常再入制导指令计算相并行的功能性方法，该逻辑有效时，将屏蔽正常条件下再入倾侧角指令大小的计算功能，并给出过载保护条件下的倾侧角指令Omin;
[0038]根据飞行器的器载计算机记录的过载保护逻辑激活标志FDrag，判断飞行器的过载保护功能是否激活，若FDrag等于0，则过载保护逻辑未被激活，不执行过载保护，并转入步骤(5)，若FDrag等于I，表示过载保护逻辑被激活，转步骤(3)
[0039]这里的FDrag实际上是一个表示过载保护功能是否执行的一个0_1状态标志。
[0040](3)设定过载保护启动阈值D1
[0041]D1=Ii1Nlfax
[0042]式中NMax为飞行器设计要求的最大过载指标，k i为过载保护启动设计参数，取值范围为0.50?0.85 ;对于小升阻比飞行器，执行弹道拉升的能力有限，当过载超限后，即使全升力向上，依然无法有效减缓过载超限的趋势。为了有效防止过载超