[发明专利]基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法

说明书

本发明提供了一种基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法，包括如下步骤：初始化，标控飞行段，跳跃段倾侧反转判断，跳跃段预测弹道积分，精度判定，跳跃段倾侧反转时刻修正，重新建立参数控制，跳跃段预测弹道积分，精度判定，跳跃段控制参数修正，Kepler轨道飞行。本发明通过迭代更新倾侧角模值参数进而修正终端射程偏差，当分段条件不由时间决定时，引入控制补偿，为末段制导提供了良好的初始条件。而且在一个制导周期内同步更新倾侧角模值控制规律以及倾侧角反转时间，进而同时确保终端横程与纵程精度，得益于控制量修正值与终端偏差之间的解析关系，每一次控制量的更新都不需要迭代积分，单次计算耗时仅为2ms，非常适合在线应用。

技术领域

本发明涉及跳跃式再入飞行器制导领域，更具体的说是涉及一种基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法。

背景技术

随着嫦娥计划的不断进展，探月返回轨道的设计已经成为研究的热点。区别于一般的高超声速再入飞行器，以美国的阿波罗探月返回舱为例，这一类飞行器再入速度大、初始能量高，通过设计跳跃式再入弹道，可以在确保热流约束与过载约束的前提下，有效地降低飞行器能量，使其二次再入时能够直接进入末制导段。加之这类飞行器普遍采用低升阻比的气动设计，再入过程中对弹道偏差的修正能力较弱。所以，这类低升阻比跳跃式再入飞行器的制导律，在设计过程中将更具有挑战性。

目前，这类制导律的设计，普遍采用基于弹道积分的预测校正方法。这类方法的基本思想是，设置初始的倾侧角模值控制规律和反转时刻，通过弹道积分获得终端射程偏差和横程偏差；而后修改模值规律与反转时刻，再次通过弹道积分评判终端偏差；如此往复，直至终端偏差达到精度要求，这一过程中往往采用牛顿迭代。需要强调的是，经过往复地循环积分后，只能得到当前时刻下的控制修正。实际飞行中，由于气动参数偏差以及大气模型的偏差，制导律需要能够在线修正弹道积累误差。而循环积分对弹载计算机要求高，计算耗时长，很不利于在线应用。这是目前方法的缺点之一。

其次，无论是通过迭代积分修正模值控制规律，以使二次再入点对应的剩余射程满足终端约束；还是通过迭代积分确定偏射角度进而修正倾侧翻转时刻，以使飞行器经过Kepler惯性飞行后，能够抵消地球自转带来的横程偏差。这种预测校正方法采用类似于试凑的循环积分，没有触及问题本质，它不能够以数学形式描述终端偏差与控制修正量之间的对应关系。

因此，如何提供一种保证终端纵向射程约束，并有效控制横向落点偏差的再入制导方法是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明利用线性伪谱的公式推导，获得了终端脱靶量与控制量修正值之间的解析关系，区别于以往将横程与纵程分开制导的方式，本发明可以使用同一套制导方法，在一个制导周期内同步更新倾侧角模值控制规律以及倾侧角反转时间，进而同时确保终端横程与纵程精度。所以本发明不仅在理论层面统一了横程制导与纵程制导的设计思想，同时得益于解析公式的获得，该方法也非常适用于实际工程的在线应用。

为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种基于线性伪谱的跳跃式再入飞行器在线弹道规划制导方法，包括如下步骤：

S1：初始化：设置初始、终端的计算仿真参数，包括终端纵向射程偏差δS和横程落点偏差δχ的精度要求，通过离线弹道优化与参数化处理，将倾侧角变化规律表示为倾侧反转时刻t_re和倾侧角初始模值σ₁的多段参数函数，并将t_re和σ₁作为标准控制；

S2：标控飞行段：当飞行器距地面高度大于100km时，按标准控制飞行；当高度低于100km时，进入步骤S3；