基于在线轨迹迭代的自适应再入制导

《基于在线轨迹迭代的自适应再入制导》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在学术论文-天天文库。

1、第7期赵顷，等：基于在线轨迹迭代的自适应再入制导1527差及不连续性的适应性较差，再入飞行往往面临失败的风险。针对上述情况，本文提出了一种新型的自适应制导方法。该方法依据实时飞行状态对参考高度．速度剖面进行在线拟合、迭代，并解算出满足终端约束的制导指令，从而有效地消除“黑障”区内累计的导航误差以及飞离“黑障”区时导航信息跳变对制导产生的影响。各类仿真结果显示，该方法较传统轨迹跟踪制导方法拥有更高的自主性和适应性，在干扰情况下也能保持更高的制导精度。此外，该方法拥有较高的运算效率，具备在线实时规划参考剖面的应用潜力。1再入制导问题描

2、述1．1再入动力学方程考虑地球自转因素，建立基于北天东坐标系的三自由度无量纲运动方程如下⋯1：f：刨8my10：Vcos7sin沙／(／'COS咖)J币=Vcos7COS砂／ry=一D—sin"y／r2+cI，2。cos2币·siny—cosysin砂tan咖)J，=专[￡c。s盯+(孚一吉)c。sy+2w。Vcos币sin砂+∞2。rcos币(cosycos咖+sin7cos砂sin咖)l卜专【等+㈢舞叫·cos咖sin咖sin砂。cosyo2w。V(sin咖一tanyCOS砂COS咖)】(1)式中：r为被地球半径R。无量纲化的

3、地心距；V为被第一宇宙速度Vo=RC砥oogo无量纲化的相对于地球的速度；90为重力加速度；0和咖分别为弧度单位的经度和纬度坐标；y为速度矢量与水平面的夹角，即轨迹倾角；沙为从指北方向顺时针计量的速度方向角，即航向角；or为倾侧角；∞。为无量纲化了的地球自转角速度。所有状态变量均对无量纲化的时间f求导，下=f／√晚／g。。L和D分别为用g。进行了无量纲化的升力加速度和阻力加速度，其表达式为L2p(VoV)2CLS,,t／(2mg。)(2)【D=p(Ky)2C口S。f／(2mgo)式中；p为大气密度；s。，为参考面积；m为质量；C。

4、和C。为升力系数和阻力系数，它们均为攻角a、马赫数和高度的函数。在再入轨迹规划问题中，攻角是根据航程、热防护及配平等要求预先给定的，一般为马赫数的函数：0c=厂(Ma)(3)1．2再入轨迹约束条件再入轨迹约束条件包括过程约束和终端约束。常见的过程约束包括热流率约束、过载约束和动压约束：rQ=c4P(Ky)3。”≤Q⋯{N=Lcosa+Dsina≤凡。。。(4)oq=0．5p(V。l，)2≤q。。，式中：C为与飞行器头部驻点半径有关的常数；nmax为最大方向过载。再入轨迹的终端约束一般包括飞行器进入末端能量管理段(TerminalA

5、reaEnergyManagement，TAEM)时的高度约束、速度约束和待飞航程约束：rrf=rTAEM{K=坼。。。(5)【s，=sT^EM式中：r眦M、坼。。M和s，。。M分别为末端能量管理段高度、速度和待飞航程。1．3导航系统模型在再入飞行段，飞行器一般采用惯性导航系统(InertialNavigationSystem，INS)和全球定位系统(GlobalPositioningSystem，GPS)的组合导航方式¨3l。其中，INS拥有自主性高和抗干扰能力强的优势，但其导航误差会随时间积累；GPS则通过接受卫星信号解算出高

6、精度的速度与位置信息，从而对INS的导航误差进行校正。INS的导航误差是由惯性元件的随机噪声、系统的安装误差和刻度因数等因素引起的。本文按文献[14]中近空间飞行器INS误差的仿真结果，对式(1)中的各状态变量X=[r0咖V7驴]。的导航误差按时间进行拟合，有缸=[Ar(t)的(t)郇(#)AV(t)△y(￡)卸(t)]。1。(6)对于轨道再入飞行，“黑障”区一般存在于45～80km的范围内¨31。此时，GPS接收的无线电信号被屏蔽，飞行器只能依赖INS进行导航，故在这一阶段制导系统的输入信号为X。。，i=x+△z。而在“黑障”区

7、以外，由于GPS能够精确地解算飞行器的速度和位置信息，因此导航误差可忽略不计，即x。州=x。制导系统在接收到导航信息z。。，；后，再计算出跟踪参考状态X．所需的制导指令。北京航空航天大学学报2016年整个系统的结构图如图1所示。图1考虑导航误差的再人飞行结构Fig．iConfigurationofreentryflightwithnavigationerror1．4再入飞行剖面结合1．3节中组合导航系统的特点，本文按飞行器是否飞离“黑障”区并重新捕获GPS信号作为分界点，将再人轨迹分为轨迹跟踪段和在线更新段，如图2所示。图2再入1

8、5I行高度一速度剖面Fig．2Altitude—versus—velocityprofileofreentryflight轨迹跟踪段覆盖再入初期到飞行器飞离“黑障”区的飞行阶段。在整个轨迹跟踪段，飞行器都能较好地满足“拟平衡滑翔”条件，轨迹倾角的变