專利名稱：一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種返回飛行器再入制導方法，特別是小升阻比高速返回跳躍式再入飛行器初次再入段的橫向制導方法，可以直接應用于探月返回飛行器的再入制導。
背景技術：
以神舟飛船返回艙為代表的一類小升阻比飛行器，在再入地球大氣的過程中，需要通過調整升力的方向來改變再入航跡，從而實現對再入落點的橫向控制。當再入飛行器的升力方向偏向左側時，飛行器的速度方向將向左側偏移，從而實現向左側的轉向；同理，當再入飛行器的升力方向偏向右側時，飛行器的速度方向將向右側偏移，從而實現向右側的轉向?？紤]包含飛行器速度矢量的當地鉛錘面，則升力矢量與該平面的夾角即定義為傾側角；當傾側角為正時，飛行器的升力方向將沿速度方向順時針滾動。因此，升力的方向即由傾側角的正負所決定。而再入飛行器器的橫向制導律就是要恰當的選擇傾側角的符號。
通常的橫向制導方法采用固定漏斗的方法，即飛行器在某個側向超出一定的范圍后，傾側角就改變符號，從物理上講，就是要將升力的方向改變?yōu)樵瓉淼姆聪?，從而將升力的水平分量轉換到減小側向偏差的方向上。該方法在神舟飛船的返回中得到了成功的應用，具有良好的效果。但是對于跳躍式再入的初次再入段，現有的固定漏斗橫向制導方法有了一定的不足，主要表現為對射向的控制精度不夠，出現了二次再入點橫向偏離過大的情況。這是由于原有的固定漏斗橫向制導方法以橫向航程偏差和橫向速度偏差作為漏斗設計的基本變量，對于月球返回高速再入的飛行器，當使用跳躍式再入彈道以提高射程從而到達期望的落點位置時，在初次再入后會有一段躍出大氣的開普勒段。當返回式飛行器躍出大氣后，其飛行航跡在慣性空間保持不變，其大氣外飛行航跡直接相關于躍出點的速度大小和方向。如果返回式飛行器躍出時速度方向發(fā)生偏差，會引起彈道在慣性空間發(fā)生偏移，進而影響二次再入點的位置。傳統(tǒng)的橫向制導方法沒有考慮到開普勒段的影響，一方面會將躍出時的速度方向控制在某個固定值(期望的速度方向Vtl)附近，不能根據偏差情況動態(tài)得調整速度的方向；另一方面由于躍出點位置偏差的影響，會帶來速度方向散布的進一步加大。這兩方面的影響，會造成橫向偏差在開普勒段可能會進一步放大。需要指出，這里的期望的速度方向是根據任務要求預先設定的，當初次再入的初始條件偏離預設值較小時，利用該方法可以有效的控制橫向偏差，從而為二次再入創(chuàng)造良好的初始條件。但是當初次再入的初始條件偏離預設狀態(tài)時，特別是橫向偏移較大時(造成這個現象的原因很多，包括中途軌道修正的測控誤差，時間偏差等)，會對最終結果帶來較大的影響。

發(fā)明內容
本發(fā)明所要解決的技術問題是提供一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導方法，利用該方法能夠有效的修正二次再入點橫向位置偏差，進而降低開傘點的橫向偏差。
本發(fā)明包括如下技術方案一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導方法，包括如下步驟(I)利用導航信息獲得再入點位置偏差；所述再入點位置偏差包括再入點橫向偏移Λ Z，和縱向偏移AR ;(2)根據獲得的位置偏差對期望的速度方向Vtl進行修正獲得修正后的期望的速度方向Ψ ;(3)根據飛行器當前的航程RNavi計算允許的速度方向誤差Λ Vliffl ；(4)根據導航信息計算出再入飛行器當前的速度方向；(5)判斷是否改變傾側角符號，當I> Δ ￥lim時，則改變傾側角符號；否則，傾側角符號不變。所述修正后的期望的速度方向Ψ的計算公式如下Ψ = Ψ0+Δ ψ，其中
，K1與K2為補償增益系數，Rltep為標稱條件下的開普勒段航程。
所述允許的速度方向誤差Λ ￥lim的計算公式如下

權利要求
1.一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導方法，其特征在于，包括如下步驟 (1)利用導航信息獲得再入點位置偏差；所述再入點位置偏差包括再入點橫向偏移Λ Z，和縱向偏移AR ； (2)根據獲得的位置偏差對期望的速度方向Vtl進行修正獲得修正后的期望的速度方向Ψ ; (3)根據飛行器當前的航程&_計算允許的速度方向誤差△Vlim ; (4)根據導航信息計算出飛行器當前的速度方向VNavi。
(5)判斷是否改變傾側角符號，當II > Δ Vlim時，則改變傾側角符號； 否則，傾側角符號不變。
2.根據權利要求I所述的一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導方法，其特征在于，所述修正后的期望的速度方向Ψ的計算公式如下Ψ = Ψ0+Δ Ψ，其中A v AZ^K2AR = Rk _μ-^ι與K2為補償增益系數，RKep為標稱條件下的開普勒段航程。
3.根據權利要求I所述的一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導方法，其特征在于，所述允許的速度方向誤差△ Vlim的計算公式如下
全文摘要
本發(fā)明公開了一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導方法，根據再入點的位置偏差對期望的速度方向ψ0進行修正獲得修正后的期望的速度方向ψ；根據飛行器當前的航程RNavi計算允許的速度方向偏差Δψlim；根據導航信息計算出當前的速度方向ψNavi；判斷是否改變傾側角符號，當|ψNavi-ψ|＞Δψlim時，則改變傾側角符號；否則，傾側角符號不變。本發(fā)明以再入飛行器速度方向作為轉換傾側角符號的主要依據，并設定恰當的允許的速度方向偏差閾值，同時根據再入初始條件來動態(tài)調整期望的速度方向；從而能夠有效的修正二次再入點橫向位置偏差，進而降低開傘點的橫向偏差。
文檔編號G05D1/10GK102880187SQ20121035527
公開日2013年1月16日 申請日期2012年9月21日 優(yōu)先權日2012年9月21日
發(fā)明者張釗, 胡軍, 楊鳴, 董文強 申請人:北京控制工程研究所