本發明公開的一種再入飛行器速度?高度再入走廊預測方法，屬于飛行器制導控制領域。本發明實現方法為：建立再入飛行器的動力學方程；基于過程約束實現對再入走廊下邊界的預估；基于再入飛行器運動特性以及過程約束實現再入走廊上邊界預估；通過嚴格分析獲得再入飛行器的速度?高度上邊界，即通過嚴格再入走廊更精確反映飛行器再入過程的安全包絡，通過預測再入飛行器的速度?高度再入走廊，解決飛行器再入段彈道控制相關工程問題；所述飛行器再入段彈道控制相關工程問題包括通過設計合理的制導律提高制導精度，縮小觀測范圍。本發明相較于傳統的采用擬平衡滑翔約束設計的再入走廊范圍更寬，更符合再入飛行器機動性能強，軌跡波動范圍大的特征。

技術領域

本發明涉及一種再入飛行器的速度-高度邊界預測方法，尤其涉及一種再入飛行器的速度-高度再入走廊預測方法，屬于飛行器制導控制領域。

背景技術

高超聲速滑翔飛行器、載人飛船等飛行器在再入大氣層的過程中會受到各種約束，如熱流密度約束、過載約束、動壓約束等。為了保證飛行器可以安全再入返回地球表面，飛行軌跡必須滿足這些約束條件。工程上通常將這些約束描述為再入走廊。再入走廊決定了飛行器的機動范圍，描述了飛行器的機動包絡。再入走廊設計是再入飛行器軌跡規劃的基礎，在走廊內設計飛行軌跡可以保證飛行約束。同時，由于再入走廊描述了飛行器的機動包絡，走廊邊界也可以為再入飛行器的探測與跟蹤提供依據。

再入走廊可以有不同的表達形式，如速度-高度走廊，阻力加速度-速度走廊，阻力加速度-能量走廊。每一種再入走廊一般由上邊界和下邊界構成。在速度-高度平面內，飛行下邊界由熱流密度、過載、動壓三種過程約束共同決定：每種過程約束會確定一條下邊界，三種約束所形成的下邊界中的逐點最大值形成了飛行器再入走廊的下邊界。已有的方法在計算速度-高度走廊上邊界時通常采用平衡滑翔條件，即假設彈道傾角及其變化率為零。實際飛行中，再入飛行器的彈道傾角并不嚴格等于零，因此，平衡滑翔條件得到的是一條不嚴格的上邊界，高于該邊界的飛行狀態可能也是允許的。也就是說，現有方法無法獲得再入飛行器的速度-高度上邊界。

發明內容

本發明公開的一種再入飛行器速度-高度邊界預測方法要解決的技術問題是：嚴格分析獲得再入飛行器的速度-高度上邊界，即通過嚴格再入走廊更精確反映飛行器再入過程的安全包絡，通過預測再入飛行器的速度-高度再入走廊，解決飛行器再入段彈道制導控制相關工程問題。所述飛行器再入段彈道制導控制相關工程問題包括通過設計合理的制導律提高制導精度，縮小觀測范圍等。

本發明的目的是通過下述技術方案實現的。

本發明公開的一種再入飛行器的速度-高度再入走廊預測方法，建立再入飛行器的動力學方程。基于過程約束實現對再入走廊下邊界的預估。基于再入飛行器運動特性以及過程約束實現再入走廊上邊界預估。通過嚴格分析獲得再入飛行器的速度-高度上邊界，即通過嚴格再入走廊更精確反映飛行器再入過程的安全包絡，通過預測再入飛行器的速度-高度再入走廊，解決飛行器再入段彈道控制相關工程問題。所述飛行器再入段彈道控制相關工程問題包括通過設計合理的制導律提高制導精度，縮小觀測范圍。本發明相較于傳統的采用擬平衡滑翔約束設計的再入走廊范圍更寬，更符合再入飛行器機動性能強，軌跡波動范圍大的特征。

本發明公開的一種再入飛行器的速度-高度再入走廊預測方法，包括如下步驟：

步驟一：建立再入飛行器的動力學方程。

其中，v、γ、ψ、r、θ、Φ分別是速度、彈道傾角、彈道偏角、地心距、經度和緯度；σ是傾側角；ω是地球自轉速度；D與L分別是阻力加速度和升力加速度。L和D的計算公式如下：

其中，m是飛行器質量，S_A是飛行器參考面積，C_L與C_D分別為飛行器的升力系數和阻力系數。ρ是大氣密度，計算公式如下：