技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種深空探測返回過程的預(yù)測校正制導(dǎo)方法，屬于航天器深空探測返回過程的制導(dǎo)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

深空探測返回器再入地球大氣層邊界，距地面高度約120km處速度約為11km/s，初始動能約為近地軌道航天器再入時的2倍，這給再入制導(dǎo)帶來一系列新的困難和挑戰(zhàn)，如航程偏差對初始狀態(tài)偏差更加敏感，再入過程熱流密度峰值增加，過載峰值增加等等，這些都將嚴重影響返回器著陸的精度、安全性和可靠性。

返回器一般采用小升力體構(gòu)型，靠重心的橫移來產(chǎn)生攻角，而橫移不可能很大，所以攻角不能很大，則升阻比較小，一般在0.3～0.5之間。返回器再入為配平攻角飛行，即忽略了攻角和側(cè)滑角的控制，僅僅通過調(diào)整傾側(cè)角來改變升力在縱向剖面的分量，從而控制飛行軌跡。對于深空探測返回，升阻比很小會嚴重限制飛行器的機動能力，影響著陸精度。要實現(xiàn)大航程、高精度、強約束的再入飛行，對小升阻比深空探測返回器的制導(dǎo)控制設(shè)計提出了全新的要求。

再入制導(dǎo)方法主要可分為兩類：標準軌道法和預(yù)測校正法。預(yù)測校正制導(dǎo)具有較高的落點精度，且對再入初始條件不敏感。隨著深空探測飛行器返回時航程、精度、可靠性等要求的提高，近年來該算法已成為國內(nèi)外的研究熱點。然而在預(yù)測校正制導(dǎo)律設(shè)計的過程中，過載約束問題尤其是針對高速返回時跳躍式再入軌跡仍未能得到很好地解決。在上個世紀60年代，研究再入返回問題的相關(guān)文獻中提出的過載抑制方法有：減小初始再入角和利用氣動升力進行控制。然而對于有限升力的返回器以第二宇宙速度再入時，減小初始再入角可能導(dǎo)致返回器因為首次再入不夠深入而飛出大氣層，可見亟需新的過載抑制算法的提出。

因此針對深空探測返回設(shè)計滿足過載約束、具有高落點精度的再入制導(dǎo)律變得十分重要。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，針對深空探測返回器再入初始速度大，且需實現(xiàn)大航程、高精度、安全的跳躍式再入制導(dǎo)問題，提供了一種深空探測返回過程的預(yù)測校正制導(dǎo)方法，在軌跡的開普勒段設(shè)計制導(dǎo)律實現(xiàn)過載抑制，以保證返回器安全、精確著陸。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：

一種深空探測返回過程的預(yù)測校正制導(dǎo)方法，步驟如下：

（1）確定所述深空探測返回過程軌跡預(yù)測采用的傾側(cè)角剖面；

傾側(cè)角幅值剖面的數(shù)學(xué)表達式為

|σ|=(σ0-σf)(Stogo-Sthres)Stogo0-Sthres+σf,Stogo≥Sthres|σ|=σf,Stogo<Sthres;]]>