技術領域

本發明涉及一種再入走廊最優規劃方法，特別是一種基于傾側角可用性的再入走廊最優規劃方法，尤其適用于跳躍式再入任務(初始速度遠超第一宇宙速度且存大航程需求)，主要在再入飛行器任務設計以及制導律設計前期使用。

背景技術

再入飛行器再入過程中最大減速過載、持續時間、產生的熱流等等都需要保持在一定范圍內，同時再入飛行器還需要確保能夠在預定著陸點著陸或滿足終端狀態要求。從工程設計經驗來看，再入飛行器的飛行狀態應該滿足一定要求以確保再入過程能夠滿足各方面的約束，保證再入飛行安全可控。確保再入約束的以某種參數描述的狀態范圍一般稱為再入走廊，再入走廊的形式有多種，對于本發明所針對的彈道—升力式飛行器來說，再入飛行器的再入過程受初始狀態影響很大，因此一般考慮以某種參數描述的初始狀態包絡作為再入走廊，不失一般性主要考慮再入角。

以往任務規劃主要以尋找滿足基本地球大氣捕獲的初始狀態作為走廊上邊界，而以滿足最大過載約束的初始狀態作為走廊下邊界的方法設計再入走廊，這在確保地球大氣捕獲的較低速度再入任務(如載人飛船等)或者不存在跳躍式再入要求的高速再入任務(如美國的Apollo飛船)設計中是有一定指導意義的；但是隨著任務要求的更新如以接近第二宇宙速度甚至更高速度再入地球大氣，伴隨有大航程需求的小升阻比飛行器再入任務等，這種飛行器速度極高，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。與速度小于第一宇宙速度的再入飛行器不同，跳躍式再入飛行器的運動軌跡存在躍出大氣層的過程，離心力、重力以及科氏力的作用在大氣稀薄段無法忽略，同時由于二次再入飛行過程過載、航程均受前一階段的影響，因此無論過載、航程均不能使用再入運動方程的近似解形式獲得整段飛行過程的解析解。而僅使用三自由度動力學則無法對超過第一宇宙速度的彈道不穩定階段或者彈道臨界穩定階段的傾側角控制所導致的姿態彈道耦合進行評估，容易導致設計可達實際終端狀態不可達的問題。也正是有這種問題的存在，準確的飛行器的再入機動性評估也是任務設計以及制導律設計所必要的輸入條件，而傳統的設計方法在這種情況下無法直接獲得精確的機動性能評估結果。

此外，眾所周知再入過程是受多種攝動因素綜合影響的，其中尤為突出的就是氣動參數攝動以及大氣環境的攝動，因此再入走廊的設計必須考慮其中的影響，不能簡單以標稱再入工況的設計作為依據；同時走廊內部勢必存在受攝動影響較小的區域，適合作為任務瞄準區域使用，這樣也帶來評估和尋優的需求，這也是傳統的再入走廊設計方法無法滿足的。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供了一種基于傾側角可用性的再入走廊最優規劃方法,保證形成的再入走廊能夠適應各種攝動因素的影響，在姿態彈道耦合的情況下終端狀態也是真實可達的，同時還可以給出敏感度尋優結果作為任務瞄準點，并快速給出相應的機動范圍。

本發明的技術解決方案是：一種基于傾側角可用性的再入走廊最優規劃方法，步驟如下：

(1)確定初始再入角在高能量再入時的取值范圍，所述初始再入角在高能量再入時取值范圍為：-4°～-7°，所述高能量再入指初始再入速度大于9km/s；

(2)確定傾側角區域；

(3)在步驟(2)中確定的傾側角允許區域內選擇傾側角剖面，即建立傾側角與時間或者單位能量的函數關系，所述函數形式包括常值、分段常值、線性-常值；

(4)選擇飛行器到達終端時所需的縱向航程、橫向航程區間，所述飛行器到達終端時的縱向航程區間包含待考核的縱向航程區間，飛行器到達終端時的橫向航程區間包含待考核的橫向航程區間，以固定間隔將縱向航程區間劃分為n個區域，以固定間隔將橫向航程區間劃分為m個區間，形成n×m個終端區間，所述固定間隔大于等于預先設定的終端縱向精度和橫向精度，所述終端是指飛行器到達某一預設高度時的狀態或者飛行器的速度低于某一預設值時的狀態；

(5)以固定間隔將步驟(1)中確定的初始再入角取值范圍劃分為t個輸入區間，所述固定間隔小于等于0.2°；

(6)從步驟(5)中的t個輸入區間中的任一輸入區間中選取一個數值作為初始再入角，以步驟(4)n×m個終端約束區間中的每一個區間作為一個目標，使用六自由度再入動力學和簡易制導方法對飛行器的終端狀態進行仿真確認，得到飛行器在飛行過程中的軸向過載，進一步獲得飛行器到達每一個終端時距離目標中心點的縱向航程偏差和橫向航程偏差，進入步驟(7)；