[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

摘要

本发明公开了一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法。根据飞行器飞行阶段标志，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；数值计算出标准弹道参数；判断弹道更新时间到否，如果到则更新弹道，否则保持原弹道不变；根据导航结果与标准弹道数据形成倾侧角指令。本发明根据初次再入与二次再入两段分别调用数值预测程序，形成标准弹道，通过跟踪制导继承了该方法成熟可靠、对导航偏差鲁棒性高的优点，可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。

主权项

一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法，其特征在于：包括如下步骤：(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$\stackrel{\stackrel{\·}{\→}}{P}=\stackrel{\stackrel{\·}{\→}}{V}$$\stackrel{\stackrel{\·}{\→}}{V}=\stackrel{\→}{F}+\stackrel{\→}{G}$其中为惯性系下位置矢量，为惯性系下速度矢量，为飞行器受到的气动力矢量，为飞行器受到的重力矢量；(2)利用步骤(1)中计算得到的飞行器位置、速度矢量，计算下列数据$\stackrel{\→}{q}=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρV}}^2$$\mathrm{\Δ\θ}={\cos }^{-1}\frac{y_e+r_E}{R}$其中为动压，ρ为飞行器当前位置的大气密度，V为飞行器速度大小，Δθ为飞行器当前位置相对航程起算原点的地面大圆弧对应的地心张角，y_e为飞行器位置坐标，R为飞行器的地心距，r_E为地球半径；(3)利用步骤(1)与(2)中获得的弹道参数计算飞行器轴向过载n_x，高度变化率航程L，航程变化率相应的计算公式如下$n_x=\frac{\stackrel{\‾}{q}{\mathrm{SC}}_x}{{\mathrm{mg}}_0}$$\stackrel{\·}{h}=\frac{h-h_L}{\mathrm{\ΔT}}$L＝r_EΔθ$\stackrel{\·}{L}=\frac{L-L_L}{\mathrm{\ΔT}}$其中S为参考面积，C_x为轴向力系数，m为飞行器质量，g₀为重力加速度，h为高度，h_L为上一周期高度，ΔT为计算步长，L_L表示上一周期的L；(4)记录步骤(3)中计算的标准弹道数据；(5)根据步骤(4)中记录的标准弹道数据，计算倾侧角指令其计算公式如下${\mathrm{\γ}}_V^{*}=\arccos [\cos \left({\mathrm{\γ}}_{V0}\right)+k_1{\mathrm{\Δn}}_x+k_2\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{h}+k_3\mathrm{\ΔL}+k_4\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{L}]$Δn_x＝n_x‑n_x,Navi$\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{h}=\stackrel{\·}{h}-{\stackrel{\·}{h}}_{\mathrm{Navi}}$ΔL＝L‑L_Navi$\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{L}=\stackrel{\·}{L}-{\stackrel{\·}{L}}_{\mathrm{Navi}}$其中γ_V0为标称倾侧角指令，k_i为反馈增益，i＝1,…,4，下标Navi表示导航结果。