基于动力学特性的变步长再入飞行器位置速度预测方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于再入飞行器控制领域，设及一种再入飞行器位置和速度的预测方法。
【背景技术】
[0002] 探月返回试验器采用跳跃式再入方式，航程需求跨度范围在4000-8000km范围 之内，弹道往往存在明显的跃升过程。由于再入能量水平的不同，初次再入段和二次再入段 (或者是能量阻巧到第一宇宙速度后的下降飞行阶段）的弹道特性和摄动影响程度都有较 大区别，因此在高能量再入飞行阶段需要使用预测一校正的制导方法，保证初次再入将返 回器能量阻巧到合适的范围内，为二次再入提供良好的再入初始状态。
[0003] 由于器载计算机的计算能力较弱，而在再入段需要尽快完成预测解算，从而保证 在较短的周期内对待跟踪弹道进行更新，保证制导闭环性能。为实现此目标，预测计算时间 受到严格限制。
[0004] 目前再入飞行器在轨的位置和速度预测方法中，或采用统一的动力学方程，或采 用单一的步长进行预测，为了保持预测的精度，计算量较大。由于再入飞行器计算机计算能 力有限，该种预测方法难W满足对预测速度的要求。
【发明内容】
[0005] 本发明解决的技术问题是；克服现有技术的不足，提供了一种基于动力学特性的 变步长再入飞行器位置速度预测方法，根据大气外再入飞行器所受的气动力有限，忽略后 对预测精度影响有限的特性，当飞行高度高于一定的阔值后，采用第一套动力学方程，动力 学方程中不计算气动力，当飞行高度低于阔值后，采用第二套动力学方程，计算气动力，两 套动力学方程步长采取不同值，在保证精度的同时提高了再入飞行器位置速度预测的速 度。
[0006] 本发明的技术解决方案是；基于动力学特性的变步长再入飞行器位置速度预测方 法，包括如下步骤：
[0007] (1)利用卫星导航系统，获取再入飞行器的位置和速度作为初始位置速度，记 为X(0) = [x0，y0，z0，Vx0，Vy0，Vz。，丫 v0]T，其中（x〇，y〇，z。）为再入飞行器在空间的初始位置， (Vxc，Vya，vJ为再入飞行器在空间的初始速度，丫 V。为倾侧角；
[000引 似判断当前再入飞行器的飞行高度H，如果H〉Hthi，则转步骤（3)，如果 Hth2<H《Hthi，则转步骤（4)，如果H《恥2,则停止外推预测并结束；其中，Hthi为第一高度阔 值，Hthi的取值范围为80?lOOKm，H 为第二高度阔值，H化2的取值范围为10?20km ;
[0009] (3) Wte为计算步长，利用第一质屯、动力学方程，外推一步再入飞行器在空间的实 时位置和速度后返回步骤（2);所述te的取值范围为Is至Ij 100s，所述的第一质屯、动力学方 程为：
[0010] Gk=f 狂 k)
[0011] Vk+i=Vk+GktB
[0012] Xw=Xk+VktB
[001引其中X = {X，y，z}表示再入飞行器的预测位置，V = {Vy，Vy，vj表示再入飞行器的 预测速度，G= {g,，gy，gj表示再入飞行器所处位置的重力加速度，fOO为再入飞行器位置 与重力加速度的函数关系，角标k和k+1分别表示外推一步前和外推一步后的值，k的初始 值为0 ;
[0014] (4) Wts为计算步长，利用第二质屯、动力学方程，外推一步再入飞行器在空间的实 时位置和速度后返回步骤（2);所述ts的取值范围为0. Is到2s，所述的第二质屯、动力学方 程为：
[00 巧]丫 k=r(tk)
[0016] Gk=f 狂 k)
[0017] Fk= 1 狂 k，Vk，丫 k)
[0018] Vw=Vk+Gkts+Fkts
[0019] Xw=Xk+Vkts
[0020] 其中F表示再入飞行器所处位置的气动加速度，r (tk)为再入飞行器倾侧角与时 间的函数关系，1狂k，Vk，丫 k)为再入飞行器位置、速度和倾侧角与再入飞行器所受气动加速 度的函数关系。
[002U 所述的第一高度阔值Hthi取值为90km。所述的第二高度阔值H th2取值为10虹1。
[0022] 本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法根据再入飞行器在飞行高度高于 一定阔值后，大气稀薄，密度较小的特点，高度高于该阔值时对再入飞行器位置和速度预测 时不计算再入飞行器所受气动力造成的位置速度变化，当高度低于该阔值时，再计算气动 力造成的加速度，并且根据高度高于阔值和高度低于阔值时动力学方程计算精度与计算步 长的不同关系，在高于阔值时采用大步长，高度低于阔值时采用小步长，使得高度高于阔值 时动力学方程简单，且采用较大步长仍能保证一定精度；而且位置和速度预测计算速度快， 适合器载计算机使用，在相同的计算精度的情况下，提高了计算速度。
【附图说明】
[0023] 图1为本发明方法的流程框图。
【具体实施方式】
[0024] 为了实现较快的计算速度，需要对预测动力学的特性进行分析。再入飞行器飞行 过程中，质屯、动力学主要考虑所受外力的影响，当飞行高度较低时，由于大气密度作用的影 响，使得气动力作用非常强烈，需要特别考虑；而当高度较高时，随着大气密度的降低，气动 力的影响也指数下降，直到与重力相比可W忽略。事实上，该变换的界面是一个逐渐的过 程，并非达到某一高度后，气动力的作用就突然消失。但从数学角度考虑，此界面的划分采 用切换的手段最容易实现。
[0025] 对于大气外的预测计算，采用大步长即可实现较好的精度，原因在于，重力场的变 化随着位置的变化相对要小，在空间一个较大的区域内，重力场基本是均匀不变的。而在大 气内的预测则与之不同，气动力的大小与飞行器的速度、高度均有强烈的相关性，且变化剧 烈，此时就不宜采用大步长进行解算，而必须缩小计算步长。
[0026] 下面W-类半弹道跳跃式返回器的位置和速度预测为例，说明本发明方法的步 骤，如图1所示：
[0027] (1)利用导航系统，获取再入飞行器的位置和速度作为初始位置速度，记为 x(0) = [x0，y0，z0，Vx0，Vy0，Vz。，丫v0]T，其中（x〇，y〇，z。）为再入飞行器在空间的初始位置， (V,。，Vy。，vj为再入飞行器在空间的初始速度，丫V。为倾侧角，由于H〉Hthi时，忽略大气作用， 丫 V。在H《H thi时使用，在H〉H thi时，丫 V。对再入飞行器位置速度没有影响；
[00測 似判断当前再入飞行器的飞行高度H，如果H〉Hthi，则转步骤（3)，如果 Hth2<H《Hthi，则转步骤（4)，如果H《则停止外推预测并结束；其中Hthi为第一高度阔 值，Hthi的取值范围为80?lOOKm，H 为第二高度阔值，H化2的取值范围为10?20km ;
[0029] Hthi的取值范围与大气密度受太阳活动、地磁活动等影响有关，当空间环境预报的 大气密度较低时可W选择Hthi靠近80Km，当空间环境预报的大气密度较高时，选择H thi靠近 lOOKm，一般情况下可选择90Km。Hth2的选择与再入飞行器的气动特性和预报的目标相关， 该里根据开伞的要求选择lOKm作为结束预测的阔值。
[0030] (3) Wte为计算步长，利用第一质屯、动力学方程，外推一步再入飞行器在空间的实 时位置和速度后返回步骤（2);所述tc的取值范围Is?100s，具体取值与所要求的预测精 度相关，该里因任务要求预测精度高，优选Is。所述的第一质屯、动力学方程为：
【主权项】
1. 基于动力学特性的变步长再入飞行器位置速度预测方法，其特征在于包括如下步 骤： (1)利用卫星导航系统，获取再入飞行器的位置和速度作为初始位置速度，记为 X(O) = [xQ，yQ，Z。，Vxtl, Vytl, Vztl, γν(ι]τ，其中（xQ，yQ，Ztl)为再入飞行器在空间的初始位置， (v xQ，vy〇，vJ为再入飞行器在空间的初始速度，丫?为倾侧角； ⑵判断当前再入飞行器的飞行高度Η，如果H>Hthl，则转步骤（3)，如果Hth2〈H彡H thl， 则转步骤（4)，如果HS Hth2，则停止外推预测并结束；其中，Hthl为第一高度阈值，Hthl的取 值范围为80?lOOKm，H th2为第二高度阈值，H th2的取值范围为10?20km ; (3) 以tB为计算步长，利用第一质心动力学方程，外推一步再入飞行器在空间的实时 位置和速度后返回步骤（2);所述t B的取值范围为Is到100s，所述的第一质心动力学方程 为： Gk= f (Xk) V= V k+GktB V= Xk+vktB 其中X = {X，y，z}表示再入飞行器的预测位置，V = {vx，vy，vz}表示再入飞行器的预测 速度，G= {gx，gy，gj表示再入飞行器所处位置的重力加速度，f (X)为再入飞行器位置与重 力加速度的函数关系，角标k和k+Ι分别表示外推一步前和外推一步后的值，k的初始值为 〇 ； (4) 以ts为计算步长，利用第二质心动力学方程，外推一步再入飞行器在空间的实时 位置和速度后返回步骤（2);所述t s的取值范围为0. Is到2s，所述的第二质心动力学方程 为： Yk= r (t k) Gk= f (Xk) Fk= KXk, Vk, yk) V= V k+Gkts+Fkts V= Xk+Vkts 其中F表示再入飞行器所处位置的气动加速度，Γ (tk)为再入飞行器倾侧角与时间的 函数关系，l(Xk，Vk，Yk)为再入飞行器位置、速度和倾侧角与再入飞行器所受气动加速度的 函数关系。
2. 根据权利要求1所述的基于动力学特性的变步长再入飞行器位置速度预测方法，其 特征在于：所述的第一高度阈值Hthl取值为90km。
3. 根据权利要求1或2所述的基于动力学特性的变步长再入飞行器位置速度预测方 法，其特征在于：所述的第二高度阈值Hth2取值为10km。
【专利摘要】基于动力学特性的变步长再入飞行器位置速度预测方法，步骤为：(1)利用导航系统，获取再入飞行器的初始位置速度；(2)判断当前再入飞行器的飞行高度H，如果H>Hth1，则转步骤(3)，如果Hth2<H≤Hth1，则转步骤(4)，如果H≤Hth2，则停止预测并结束；其中，Hth1和Hth2为高度阈值；(3)以tB为计算步长，利用第一质心动力学方程，外推一步再入飞行器在空间的实时位置和速度后返回步骤(2)；(4)以tS为计算步长，利用第二质心动力学方程，外推一步再入飞行器在空间的实时位置和速度后返回步骤(2)。本发明方法通过两套不同的动力学方程，分别进行外推预测，两套动力学方程步长采取不同值，在保证精度的同时提高了再入飞行器位置速度预测的速度。
【IPC分类】G01C23-00
【公开号】CN104567917
【申请号】CN201410790941
【发明人】胡军, 杨鸣, 张钊, 董文强
【申请人】北京控制工程研究所
【公开日】2015年4月29日
【申请日】2014年12月18日