一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，属于飞行器再入制导领 域。
【背景技术】
[0002] 探月返回飞行器由于再入速度高，航程需求大，可以采用跳跃式再入方式。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 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尼的合适的范围内，为二次再入 提供良好的再入初始状态。
[0003] 通常的横向制导方法采用固定漏斗的方法，即飞行器在某个侧向超出一定的范围 后，倾侧角就改变符号，从物理上讲，就是要将升力的方向改变为原来的反向，从而将升力 的水平分量转换到减小侧向偏差的方向上。该方法在神舟飞船的返回中得到了成功的应 用，具有良好的效果。但是对于跳跃式再入的初次再入段，现有的固定漏斗横向制导方法局 限性较大，主要表现为对射向的控制精度不够、二次再入点横向偏差过大。
[0004] 返回器初次再入段选择以射向控制作为主要的横向控制目标的横向制导方式，目 的是控制返回器速度的期望方向：在速度方向偏离期望速度方向一定的偏差后，改变倾侧 角的符号，即改变升力的水平方向，以减小速度方向偏差。这种射向控制的横向制导策略的 效果图如图2所示：
[0005] 定义速度方向误差A VDrt= VDrt_VDrt，Exp，其容许边界函数为A Wlim。虚线代表返回 器飞行轨迹。当返回器运行到A点时，速度方向误差超出了设定的边界，此时倾侧角反号； 在升力的作用下，返回器的速度方向向正向移动；到达B点后，返回器的速度方向再次超出 误差边界，再次改变倾侧角的符号，从而将升力在水平面的投影转到期望的方向。
【发明内容】
[0006] 本发明的目的是为了克服现有技术的不足之处，提供一种跳跃式再入初次再入段 射向调整方法，该方法能够解决跳跃式再入飞行器自由飞行段纵横向匹配问题。
[0007] 本发明的目的是通过以下技术方案实现的。
[0008] 本发明的一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，步骤为：
[0009] (1)根据导航系统解算的返回坐标系下的速度坐标（Vx，Navi，V y，Navi，Vz，Navi)，计算飞 行器的速度方向V Drt;所述公式如下
【主权项】
1. 一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，其特征在于步骤为： (1) 根据导航系统解算的返回坐标系下的速度坐标计算飞行器 的速度方向VDtt;所述公式如下
(2) 读入预测程序计算的开普勒段航程Rk。。及逸出点速度大小VS; (3) 根据前述开普勒段航程Rk。。及逸出点速度大小Vs，计算开普勒飞行段的飞行时间预 计tKep;所述计算公式如下 tK巧=KiXRk6p/Vs+ATi 其中Ki为线性误差修正量，AT1为时间补偿量； (4) 根据前述开普勒飞行段飞行时间估计值tK。。，计算地球转角0。;所述计算公式如 下： 白。=?eXt邮 其中为地球自转角速度； (5) 利用地球转角0。计算期望射向偏置量VDttihp;所述计算公式如下： Vnrt'Exp二K2>< 白。 其中馬为角度误差修正量； 做设定倾侧角翻转阔值AiDiim，当|VDtt-VDttJ=J〉AIhim时，则改变倾侧角符号；当VDtt-VDrt，Expl《AiDiim时，倾侧角符号不变；所述倾侧角翻转阔值AiDlim的计算公式如下
其中A 为高速翻转边界，Vi为高速阔值；A1])iim，2为低速翻转边界，V2为低速阔 值。
【专利摘要】本发明涉及一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，属于飞行器再入制导领域。与神舟飞船采取的侧向翻转边界相比，本发明使用的速度方向偏差漏斗更加简单，同时更能满足跳跃式再入制导的初次再入段对速度方向进行控制的任务需求。本发明利用射向偏置量计算方法可以容易的实现对自由飞行段飞行方向的预补偿，从而提高了横向制导方法的精度水平。本发明利用时间补偿量，可以实现对射向的调整与控制，满足任务适应性的要求。
【IPC分类】G05D1-10
【公开号】CN104850129
【申请号】CN201410802735
【发明人】杨鸣, 张钊, 董文强, 王勇, 于丹, 杨俊春, 黎藜, 张维瑾, 郑永洁, 张国峰
【申请人】北京控制工程研究所
【公开日】2015年8月19日
【申请日】2014年12月19日