技術領域

本發明涉及一種跳躍式飛行器瞄準點動態調整方法，特別是在初次再入段飛行器躍出大氣層前制導律調整期望航程的計算方法，可以直接應用于以高于當地圓軌道速度再入后利用升力調整實現跳躍式彈道的飛行器的再入制導。

背景技術

探月返回飛行器速度極高，在到達地球附近時(120km以下，進入稠密地球大氣層后)，其地速將遠大于當地圓軌道速度。對于此類飛行器，即使本身升阻比較小，依然能夠通過跳躍式彈道實現較大的飛行航程，從而保證再入點與回收場之間的幾何約束關系。選擇跳躍式彈道時，對于再入段彈道的峰值過載控制、峰值熱流控制都有較大好處。但要實現小升阻比飛行器的跳躍式再入彈道，對GNC系統提出了較高的要求，需要在飛行器速度較高的飛行階段迅速調整航程能力，保證能力可達的航程與剩余航程相匹配。

為了解決上述問題，目前最有效的方案是采用數值預測-校正方法。但數值預測會給器載計算機帶來較大計算負擔，特別是在初次再入段，如果采用數值預測的方法推算到最終的落點，按照保守估計會造成計算開銷增加一倍以上。因此，最大限度的降低數值預測計算量，是保證方案可行的重要前提。

由于初次再入段的主要目標是保證返回飛行器在二次再入段能夠到達落點，且二次再入段本身也可以通過傾側角的調整來實現航程控制。因此初次再入段只要將返回式飛行器的能量阻尼到一定的水平即可，剩下的精調整可以由二次再入段制導來完成。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供一種跳躍式再入飛行器瞄準點動態調整方法,利用數值預測的二次再入點信息快速估計二次再入段航程能力。本發明的突出優點在于，僅通過預測的二次再入點速度信息(速度大小、速度方向)通過兩個解析計算公式與一個線性組合計算公式，即可快速計算出二次再入段的航程，根據此航程信息可以對初次再入段的瞄準點進行必要調整，從而保證飛行器進入二次再入段時具有較理想的能量-航程關系。

本發明包括如下技術方案：

一種跳躍式再入飛行器瞄準點動態調整方法，其特征在于，包括如下步驟：

(1)根據數值預測的二次再入點速度V，路徑角γ，計算無量綱前向速度U₁；

(2)根據飛行器升阻比λ與最小傾側角σ_min計算最大航程R₁；

(3)根據二次再入段過載設計參數A計算最小航程R₂；

(4)根據走廊設計參數K₁，K₂，K₃計算二次再入航程能力水平R；

(5)根據二次再入點距離開傘點的待飛距R_TG以及二次再入航程能力水平R，計算動態調整量ΔR。

為實現二次再入點航程的動態調整，首先需要根據二次再入點狀態(速度、路徑角、升阻比情況)估計二次再入段的航程能力。為此，需要估計其最大航程能力與最小橫程能力，從而通過簡單的代數方法實現航程能力的估計。其計算方法如下：

根據二次再入點預測速度V，路徑角γ，計算出無量綱前向速度U₁，其計算公式如下

U1=Vcos(γ)7900]]>

考慮到飛行器以最大升阻比飛行時，可以實現最遠航程。設飛行器標稱升阻比為λ與最小傾側角σ_min，可以計算出最大航程R₁如下