一种跳跃式再入飞行器瞄准点动态调整方法技术

本发明专利技术公开了一种跳跃式再入飞行器瞄准点动态调整方法。根据预测计算的二次再入点速度与路径角计算无量纲前向速度U1；根据飞行器升阻比与最小倾侧角数据计算最大航程R1；根据二次再入段过载设计参数计算最小航程R2；根据走廊设计参数计算二次再入航程能力水平R；根据二次再入点距离开伞点的待飞距RTG以及二次再入航程能力水平R，计算动态调整量ΔR。本发明专利技术利用解析手段快速预测二次再入段航程能力，实现了初次再入段与二次再入段的衔接，降低了数值预测计算量，提高了开伞点控制精度。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。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了。根据预测计算的二次再入点速度与路径角计算无量纲前向速度U1；根据飞行器升阻比与最小倾侧角数据计算最大航程R1；根据二次再入段过载设计参数计算最小航程R2；根据走廊设计参数计算二次再入航程能力水平R；根据二次再入点距离开伞点的待飞距RTG以及二次再入航程能力水平R，计算动态调整量ΔR。本专利技术利用解析手段快速预测二次再入段航程能力，实现了初次再入段与二次再入段的衔接，降低了数值预测计算量，提高了开伞点控制精度。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。【专利说明】-种跳跃式再入飞行器瞄准点动态调整方法
本专利技术设及一种跳跃式飞行器瞄准点动态调整方法，特别是在初次再入段飞行器 跃出大气层前制导律调整期望航程的计算方法，可W直接应用于W高于当地圆轨道速度再 入后利用升力调整实现跳跃式弹道的飞行器的再入制导。
技术介绍
探月返回飞行器速度极高，在到达地球附近时（120km W下，进入稠密地球大气层 后），其地速将远大于当地圆轨道速度。对于此类飞行器，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。 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。但数值预测 会给器载计算机带来较大计算负担，特别是在初次再入段，如果采用数值预测的方法推算 到最终的落点，按照保守估计会造成计算开销增加一倍W上。因此，最大限度的降低数值预 测计算量，是保证方案可行的重要前提。 由于初次再入段的主要目标是保证返回飞行器在二次再入段能够到达落点，且二 次再入段本身也可W通过倾侧角的调整来实现航程控制。因此初次再入段只要将返回式飞 行器的能量阻巧到一定的水平即可，剩下的精调整可W由二次再入段制导来完成。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是；克服现有技术的不足，提供一种跳跃式再入飞行 器瞄准点动态调整方法，利用数值预测的二次再入点信息快速估计二次再入段航程能力。 本专利技术的突出优点在于，仅通过预测的二次再入点速度信息（速度大小、速度方向）通过两 个解析计算公式与一个线性组合计算公式，即可快速计算出二次再入段的航程，根据此航 程信息可W对初次再入段的瞄准点进行必要调整，从而保证飞行器进入二次再入段时具有 较理想的能量-航程关系。 本专利技术包括如下技术方案： ，其特征在于，包括如下步骤： [000引 （1)根据数值预测的二次再入点速度V，路径角丫，计算无量纲前向速度Ui; (2)根据飞行器升阻比A与最小倾侧角〇mi。计算最大航程Ri; (3)根据二次再入段过载设计参数A计算最小航程R2; (4)根据走廊设计参数Ki，馬，Ks计算二次再入航程能力水平R ; (5)根据二次再入点距离开伞点的待飞距RkW及二次再入航程能力水平R，计算 动态调整量A R。 为实现二次再入点航程的动态调整，首先需要根据二次再入点状态（速度、路径 角、升阻比情况）估计二次再入段的航程能力。为此，需要估计其最大航程能力与最小横程 能力，从而通过简单的代数方法实现航程能力的估计。其计算方法如下： 根据二次再入点预测速度V，路径角丫，计算出无量纲前向速度Ui，其计算公式如 下 巧=^。古) 1 7900 考虑到飞行器W最大升阻比飞行时，可W实现最远航程。设飞行器标称升阻比为 入与最小倾侧角〇mi。，可W计算出最大航程Ri如下 【权利要求】1. ，其特征在于实现步骤如下： (1) 根据数值预测的二次再入点速度V，路径角Y，计算无量纲前向速度U1，计算公式 如下(2) 根据步骤（1)中得到的U1、飞行器升阻比X与最小倾侧角Omin计算最大航程R1; 计算公式如下(3) 根据步骤（1)中得到的U1、预先计算好的二次再入段过载设计参数A，计算最小航 程R2; 计算公式如下：(4) 根据设计参数K1,K2,K3计算二次再入航程能力水平R; 计算公式如下： R=K1R1+K2R2+K3 其中KpK2取值为0. 20?0. 85,满足KdK产1的设计约束条件，K3取值 为-100000?-20000,上述取值范围与飞行器特性、任务航程及相关，需要结合仿真确认； (5) 根据二次再入点距离开伞点的待飞距Rtc以及二次再入航程能力水平R，计算动态 调整量AR，AR=Rtc-R。【文档编号】G06F17/50GK104504188SQ201410785237【公开日】2015年4月8日 申请日期:2014年12月16日 优先权日:2014年12月16日 【专利技术者】杨鸣, 张钊, 董文强, 胡军 申请人:北京控制工程研究所本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种跳跃式再入飞行器瞄准点动态调整方法，其特征在于实现步骤如下：(1)根据数值预测的二次再入点速度V，路径角γ，计算无量纲前向速度U1，计算公式如下U1=Vcos(γ)7900;]]>(2)根据步骤(1)中得到的U1、飞行器升阻比λ与最小倾侧角σmin计算最大航程R1；计算公式如下R1=3185.5λcos(σmin)ln0.99981-U12;]]>(3)根据步骤(1)中得到的U1、预先计算好的二次再入段过载设计参数A，计算最小航程R2；计算公式如下：R2=3185.5(U12-1.6×10-4)A]]>(4)根据设计参数K1，K2，K3计算二次再入航程能力水平R；计算公式如下：R＝K1R1+K2R2+K3其中K1、K2取值为0.20～0.85，满足K1+K2≈1的设计约束条件，K3取值为‑100000～‑20000，上述取值范围与飞行器特性、任务航程及相关，需要结合仿真确认；(5)根据二次再入点距离开伞点的待飞距RTG以及二次再入航程能力水平R，计算动态调整量ΔR，ΔR＝RTG‑R。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：杨鸣，张钊，董文强，胡军，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11