[发明专利]一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种返回飞行器再入制导方法，特别是小升阻比高速返回跳跃式再入飞行器初次再入段的横向制导方法，可以直接应用于探月返回飞行器的再入制导。

背景技术

以神舟飞船返回舱为代表的一类小升阻比飞行器，在再入地球大气的过程中，需要通过调整升力的方向来改变再入航迹，从而实现对再入落点的横向控制。当再入飞行器的升力方向偏向左侧时，飞行器的速度方向将向左侧偏移，从而实现向左侧的转向；同理，当再入飞行器的升力方向偏向右侧时，飞行器的速度方向将向右侧偏移，从而实现向右侧的转向。考虑包含飞行器速度矢量的当地铅锤面，则升力矢量与该平面的夹角即定义为倾侧角；当倾侧角为正时，飞行器的升力方向将沿速度方向顺时针滚动。因此，升力的方向即由倾侧角的正负所决定。而再入飞行器器的横向制导律就是要恰当的选择倾侧角的符号。

通常的横向制导方法采用固定漏斗的方法，即飞行器在某个侧向超出一定的范围后，倾侧角就改变符号，从物理上讲，就是要将升力的方向改变为原来的反向，从而将升力的水平分量转换到减小侧向偏差的方向上。该方法在神舟飞船的返回中得到了成功的应用，具有良好的效果。但是对于跳跃式再入的初次再入段，现有的固定漏斗横向制导方法有了一定的不足，主要表现为对射向的控制精度不够，出现了二次再入点横向偏离过大的情况。

这是由于原有的固定漏斗横向制导方法以横向航程偏差和横向速度偏差作为漏斗设计的基本变量，对于月球返回高速再入的飞行器，当使用跳跃式再入弹道以提高射程从而到达期望的落点位置时，在初次再入后会有一段跃出大气的开普勒段。当返回式飞行器跃出大气后，其飞行航迹在惯性空间保持不变，其大气外飞行航迹直接相关于跃出点的速度大小和方向。如果返回式飞行器跃出时速度方向发生偏差，会引起弹道在惯性空间发生偏移，进而影响二次再入点的位置。传统的横向制导方法没有考虑到开普勒段的影响，一方面会将跃出时的速度方向控制在某个固定值(期望的速度方向ψ₀)附近，不能根据偏差情况动态得调整速度的方向；另一方面由于跃出点位置偏差的影响，会带来速度方向散布的进一步加大。这两方面的影响，会造成横向偏差在开普勒段可能会进一步放大。

需要指出，这里的期望的速度方向是根据任务要求预先设定的，当初次再入的初始条件偏离预设值较小时，利用该方法可以有效的控制横向偏差，从而为二次再入创造良好的初始条件。但是当初次再入的初始条件偏离预设状态时，特别是横向偏移较大时(造成这个现象的原因很多，包括中途轨道修正的测控误差，时间偏差等)，会对最终结果带来较大的影响。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，利用该方法能够有效的修正二次再入点横向位置偏差，进而降低开伞点的横向偏差。

本发明包括如下技术方案：

一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，包括如下步骤：

(1)利用导航信息获得再入点位置偏差；所述再入点位置偏差包括再入点横向偏移ΔZ，和纵向偏移ΔR；

(2)根据获得的位置偏差对期望的速度方向ψ₀进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；

(3)根据飞行器当前的航程R_Navi计算允许的速度方向误差Δψ_lim；

(4)根据导航信息计算出再入飞行器当前的速度方向ψ_Navi；

(5)判断是否改变倾侧角符号，当|ψ_Navi-ψ|＞Δψ_lim时，则改变倾侧角符号；

否则，倾侧角符号不变。

所述修正后的期望的速度方向ψ的计算公式如下：ψ＝ψ₀+Δψ，其中

K₁与K₂为补偿增益系数，R_Kep为标称条件下的开普勒段航程。

所述允许的速度方向误差Δψ_lim的计算公式如下：