[发明专利]一种基于三维再入弹道解析解的全射向自主再入制导方法

说明书

本发明一种基于三维再入弹道解析解的全射向自主再入制导方法，包括如下步骤：1、建立运动学与动力学方程；2、再入制导方法概述；3、下降段制导策略；4、平稳滑翔段制导策略；5、高度调整段制导策略。优点在于：该方法可以有效导引大升阻比飞行器的再入制导，能够有效抑制高升阻比引起的弱阻尼长周期弹道振荡，降低热流密度的峰值，有利于对参考轨迹的跟踪；该方法将由地球自转引起的惯性力与实际气动力组合为等效气动力，利用解析解规划等效气动剖面，使飞行器具有全向再入任务处理能力；该方法提出了基于反比例函数的等效气动剖面拟合公式，并进一步推导了基于复杂等效气动剖面形式的再入弹道解析解，具有高精度、全方位适应性和强鲁棒性。

技术领域

本发明涉及一种基于三维再入弹道解析解的全射向自主再入制导方法，属于航天技术、 武器技术、制导控制领域。

背景技术

CAV是一种高升阻比的高超声速滑翔飞行器，其升阻比高达3。相比之下，常规再入飞 行器的升阻比大约仅为1，例如航天飞机和X-33RLV等。高升阻比使得CAV在再入阶段拥有更远的滑行距离和更广泛的横向机动范围。在再入阶段内，飞行器的滑翔高度在 20km-100km之间，马赫数由20逐渐衰减至6附近。不同于寻的制导方法，用于此阶段的再 入制导方法不但要将飞行器导引向目标，还需要通过执行适当的横向机动来合理耗散飞行能 量。另外，为了满足热防护系统和飞行器结构强度的限制，再入轨迹需要满足热流密度、来 流动压和可用过载等约束。

航天飞机再入制导方法是最早得到成功应用的适用于滑翔式飞行器的再入制导方法。此 制导方法成功的关键在于采用倾侧角而非攻角作为主要调节手段来管理飞行能量，因为气动 阻力与倾侧角之间存在明确、单调的关系。此制导方法将制导流程划分为四部分：1、确定满 足所有过程约束的再入走廊；2、在走廊内规划一条满足终端条件的参考轨迹；3、调节倾侧 角跟踪参考轨迹；4、设计倾侧反转门限，以便消除航向误差。这四个部分构成了所有再入制 导方法的基本流程。然而，虽然此传统再入制导方法能够可靠导引常规再入飞行器，例如航 天飞机和X-33RLV等(升阻比约为1)，但是无法有效导引CAV。这是因为后者的升阻比远 高于前者，而高升阻比会引起弱阻尼长周期弹道振荡。这不仅导致热流密度的峰值过大，也 不利于对参考轨迹的跟踪，特别是存在大干扰的情况下。传统再入制导方法并不能有效消除 弹道振荡。

Lu P.,Entry guidance:a unified method[J].Journal of Guidance Control&Dynamics,2014, 37(3):713-728将弹道阻尼控制技术与预测校正制导律结合，开发了一种能够可靠导引CAV的 再入制导方法，简记为PCGG，但制导精度较低，终端航向误差仍然会轻易超出要求，有时 甚至高达20deg。在本发明的以下说明中简称为文献一。

Yu W.,Chen W.,Entry guidance with real-time planning of referencebased on analytical solutions[J].Advances in Space Research,2015,55(9):2325–2345开发了三维再入弹道解析解， 然后利用此解析解设计了一种能够自行规划参考弹道的再入制导方法，记为EGAS，不过， 经过深入研究发现，由于三维再入弹道解析解没有考虑地球自转的影响，而弹道规划又没有 对此影响进行充分补偿，EGAS并不能应对所有飞行方向的任务，特别是沿南北方向的任务。 在本发明的以下说明中简称为文献二。

发明内容