弹道式再入飞行器零射程线技术研究

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1、2016年第3期导弹与航天运载技术No-32016文章编号：1004．7182(2016)03—0001—04DOhlO．7654q．issn．1004—7182．2016030弹道式再入飞行器零射程线技术研究熊伟，宋剑爽，张艳玲，王智，丰海(北京宇航系统工程研究所，北京，100076)摘要：在介绍了零射程线基本概念的基础上，提出了3种常用的零射程线工程算法，并基于其中的迭代方法，采用弹道仿真手段，分析了影响零射程线方向的主要因素，给出了零射程线技术的应用途径，并对零射程线技术后续研究方向进行了展望。关键词：弹道式再入飞行器；零射程线；弹道计算；仿真中图分类号

2、：V412文献标识码：AResearchonZero-RangeOrientationandApplicationsofBallisticReentryVehiclesXiongWei，SongJian—shuang，ZhangYan—ling，WangZhi，FengHai(BeijingInstituteofAerospaceSystemsEngineering，Beijing，100076)Abstract：Onthebasisofintroducingthebasicconceptofzero-rangeorientation，threecommonl

3、yusedengineeringalgorithmswereproposed．Aimingattheiterationalgorithm，themainfactorsaffectingthezero-rangeorientationbythetrajectorysimulationwasanalyzed，andapplyingfieldofzero—rangeorientationWasputforward．Keywords：Ballisticreentryvehicles；Zero—rangeorientation；Trajectorycalculation

4、；SimulationO引言对于弹道、制导设计而言，零射程线是一个非常重要的概念，具有广泛的应用价值。所谓零射程线是指当沿该方向对再入飞行器施加速度增量时，不影响再入飞行器的最终落点。图1为零射程线方向示意，经过推进点A点和目标点的惯性弹道可以有无数条，图中给出其中的2条。其中的弹道1和弹道2在A点的差异仅仅是速度矢量不同，弹道l在A点对应的速度矢量为h，弹道2在A点对应的速度矢量％。弹图1零射程线方向示意目标点假设弹道l表示的是地面设计好的标准命中弹道，实际飞行时只要在A点给再入飞行器一个速度增量AV，使再入飞行器在A的速度矢量从¨改变为屹，收稿日期：201

5、5—03—02：修回日期：2015．07．22作者简介：熊伟(1981一)，男，工程师，主要研究方向为轨道设计此时再入飞行器将沿着弹道2飞行，依然能命中目标点，但是其飞行轨迹(弹道)已经和原来的标准命中弹道(弹道1)截然不同，所需飞行时间、再入弹道倾角、再入速度也和原来弹道不相同。速度增量AV仅仅改变了再入飞行器的被动段惯性弹道，并没有改变再入飞行器最终落点，因此，AV的方向就是零射程线方向。对于数值大小相等的速度增量△V，通常零射程线方向有2个，即图1所示的方向和其反方向。1零射程线方向的常用计算方法目前，零射程线方向可通过解析法111、偏导数法12,3]和

6、迭代法等几种方法进行计算，每种方法都有各自的特点。1．1解析法解析法求解零射程线方向是以椭圆轨道理论为基础，忽略地球摄动、再入段空气阻力影响，利用被动段射程解析解，在轨道平面内求解确保射程不变的速度增量方向。具体求解方法在文献[1]中有详细说明，本文仅给出最终的零射程线方向计算公式：2一导弹与航天运载技术2016年三一cos△ftanT／=一2L矿-tangCOS(1)△，式中y为零射程线方向：‘为再入飞行器当前位置的地心矢径；‘为被动段弹道理论落点的地心矢径；△厂为再入飞行器当前位置至被动段弹道理论落点的航程角；0为再入飞行器当前位置的当地弹道倾角。在不考虑

7、姿态控制偏差的前提下，可得到零射程线方向与发射惯性坐标系五轴方向夹角％：％=肘展+唣·tj(2)式中鼠为再入飞行器当前位置相对发射点的航程角；噱为地球自转角速度在发射坐标系Z轴方向分量；ti为累积飞行时间。解析法求解零射程线方向，算法简单，计算效率高。但由于该方法没有考虑地球自转的影响，且该解析公式主要是基于一阶泰勒展开推导得到，略去了高阶导数项，存在一定的截断误差，因此其求解精度不是很高。为了得到高精度的零射程线方向解析解，则需要考虑地球自转以及地球形状的影响，同时兼顾高阶项，重新进行数学推导，此过程将非常繁琐复杂，并且得到的解析公式也非常复杂，具有一定的局

8、限性，难以应用于工程实际。1．2偏导数