[发明专利]一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法，特别是在初次再入段及二次再入段结合在线数值预测方法时，利用标准弹道跟踪的倾侧角指令大小计算方法，可以直接应用于各种再入式飞行器的纵向制导方法设计。

背景技术

对于一类到达地球附近时(120km以下，进入稠密地球大气层后)，其地速远大于当地圆轨道速度的高速返回飞行器。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。此外，飞行器二次再入后，制导系统需要克服由于飞行器逸出飞行所引起的二次再入点散布较大的问题。上述情况使得传统的标准弹道法难以适应。

为了解决上述问题，目前最有效的方案是采用数值预测-校正方法。但标准轨道法在工程上取得广泛的应用，其优点在于在线计算量小、控制精度较高、对导航偏差的适应性较好，因此需要结合两种方案的优点，以解决跳跃式再入制导问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题:克服现有技术的不足，提供一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法,提供一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法,在保持标准弹道法成熟、可靠、对导航偏差适应性强的优势下，利用预测-校正进一步提高制导系统的偏差适应能力。

本发明包括如下技术方案：

(1)根据器上计算机记录的飞行阶段标志PhaseFlag，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序，所述程序功能是根据当前的导航位置、速度及校正后的倾侧角指令，数值积分质心动力学方程，形式如下

P→.=V→.]]>

V→.=F→+G→]]>

其中为惯性系下位置矢量，为惯性系下速度矢量，为飞行器受到的气动力矢量，为飞行器受到的重力矢量；

(2)利用步骤(1)中计算得到的飞行器位置、速度矢量，计算下列数据

q‾=12ρV2]]>

Δθ=cos-1ye+rER]]>

其中为动压，ρ为飞行器当前位置的大气密度，Δθ为飞行器当前位置相对航程起算原点的地面大圆弧对应的地心张角，y_e为飞行器位置坐标，R为飞行器的地心距，r_E为地球半径；