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2021年第3期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.3 2021 总第380期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.380收稿日期：2019-05-30；修回日期：2019-08-22文章编号：1004-7182(2021)03-0071-07 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20210315可重复使用航天器再入协同制导研究李 征1，陈海东2，彭 博1，陈建伟1（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）摘要：从可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle, RLV ）协同飞行任务需求出发，针对多RLV 再入协同制导问题进行研究，设计了一种再入协同制导方案，重点对再入协同制导律进行设计。
该再入协同制导方案分为3部分：第1部分是再入前弹道规划，设计了基于伪谱法的轨迹规划方案，以时间协同作为约束条件，初步设计出满足协同要求的再入轨迹；第2部分是时间协调策略设计，以再入飞行时间可知性为目标，通过伪谱法对RLV 的飞行时间进行预测，实现多RLV 的再入协同飞行时间协调；第3部分是基于滚动时域控制思想的再入协同制导律设计，以飞行时间可控性为目标，将飞行时间作为强约束，使用伪谱法生成制导指令。
最后通过仿真验证了再入协同制导律的制导性能和整个再入协同制导方案的有效性。
关键词：可重复使用航天器；再入制导；协同制导；伪谱法 中图分类号：V411.8 文献标识码：ACoordinated Reentry Guidance Law for Reusable Launch VehicleLi Zheng 1, Chen Hai-dong 2, Peng Bo 1, Chen Jian-wei 1(1. Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing, 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)Abstract: Aiming at the cooperative mission requirement of reusable launch vehicle, this paper studies the cooperative guidanceproblem of multiple RLV reentry, designs a cooperative guidance scheme for reentry, and focuses on the design of cooperative guidance law for reentry. The reentry guidance is divided into three parts. The first part is trajectory planning before reentry, a trajectory planning scheme based on pseudo-spectral method is designed, the scheme takes time collaboration as the constraint condition, and can preliminarily design the reentry trajectory that meets the requirements of collaboration. The second part is the design of time coordination strategy. In this part, aiming at the predictability of reentry flight time, the pseudo-spectral method is used to predict the flight time of RLV , and then coordinate the cooperative flight time of multiple RLVs. The third part is the design of reentry cooperative guidance law based on receding horizon control. Aiming at the controllability of flight time, this part regards flight time as a strong constraint and generates guidance instructions by pseudo-spectral method. Finally, the simulation results verify the performance of the reentry cooperative guidance law and the effectiveness of the whole reentry guidance scheme.Key words: RLV; reentry guidance; cooperative guidance; pseudo-spectral method0 引 言可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle ，RLV ）是指可在地球表面和太空之间自由往返、可重复使用的多用途飞行器。
基于hp自适应伪谱法的飞行器再入轨迹优化与制导夏红伟;李秋实;李莉;宋效正;王常虹【摘要】研究了一种基于hp自适应伪谱法的飞行器再入在线轨迹优化与制导方法.首先针对飞行器再入段在末速度最大的条件约束下进行了轨迹优化;然后针对再入段地球大气分布不均匀、建模误差、扰动等因素,设计了基于hp自适应伪谱法的反馈制导方法;最后进行了数学仿真研究.仿真结果表明:采用本文提出的反馈制导方法得到的末速度为6.93 km/s,比未采用闭环制导的方法提高了0.33 km/s,并且制导精度提高了15倍.【期刊名称】《中国惯性技术学报》【年(卷),期】2015(023)006【总页数】6页(P818-823)【关键词】飞行器再入;hp自适应伪谱法;轨迹优化;反馈制导【作者】夏红伟;李秋实;李莉;宋效正;王常虹【作者单位】哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;中国科学院沈阳自动化研究所,沈阳110016;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;上海卫星工程研究所,上海200240;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】V448.2返回、再入和着陆过程是返回式航天器整个飞行任务链的最后阶段，保证航天器安全再入返回是航天技术研究的重要问题。
其中再入段由于经过大气层，动力学模型相对复杂，并且由于存在建模误差、各种扰动等因素，该阶段的轨迹优化和制导设计显得尤为重要[1-4]。
Naidu[5]采用匹配渐近展开法基于ADBARV坐标系的大气层内飞行器动力学方程对飞行器再入优化问题进行了求解分析。
Zimmerman等[6]提出了一种用于可重复使用飞行器再入阶段的控制算法，借助自主仿真和自寻的技术解决飞行器再入问题。
目前对于飞行器再入段动力学模型的研究已经取得了较好的研究成果，但在再入段轨迹优化方法方面，普遍存在最优轨迹生成时间长的困扰[6-7]；由于轨迹生成时间长，多采用离线生成最优轨迹进行制导，这导致制导精度受模型参数变化、扰动等因素影响而难以提高[1-3,8-9]。
机动再入飞行器的一种预测制导方法
郑立伟;荆武兴
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2006(027)0z1
【摘要】研究了机动再入飞行器返回地面固定目标的一种预测制导方法.利用高斯方法解算出再入过程中飞行器需要的最小速度增量,将其转换成速度坐标系下需要的气动力,通过调整其攻角以及侧滑角来达到控制飞行器的目的,从而得到了一种预测制导方法.仿真显示,此算法简单,运算速度快,具有较高的落点精度,且对大气密度的不确定性及导航信息偏差具有较强的鲁棒性.
【总页数】5页(P19-23)
【作者】郑立伟;荆武兴
【作者单位】哈尔滨工业大学,航天工程系,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学,航天工程系,哈尔滨,150001
【正文语种】中文
【中图分类】V448.235
【相关文献】
1.反时敏目标机动再入飞行器滑翔制导方法 [J], 陈思远;夏群利;李强
2.基于高斯伪谱方法的再入飞行器预测校正制导方法研究 [J], 水尊师;周军;葛致磊
3.机动再入飞行器的一种预测制导方法 [J], 郑立伟;荆武兴
4.基于大气预估的再入飞行器机动减速制导方法 [J], 李强;夏群利;何镜;温求遒
5.自适应预测制导:一种统一的制导方法 [J], 胡军
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![高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s1/m/4e6e503d360cba1aa911da0d.png)
专利名称：高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法专利类型：发明专利
发明人：林德福,王雨辰,王军波,杜少龙,王伟
申请号：CN201910894011.1
申请日：20190920
公开号：CN112540618A
公开日：
20210323
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法，所述系统包括制导模块(1)、飞行器姿态测量模块(2)、舵机指令解算模块(3)和执行模块(4)，其中，所述制导模块采用雷达/红外的双模复合导引模式，在飞行器飞行的过程中根据飞行器与目标的距离自动切换制导模式，能够实现全天候、多环境的使用，提高了制导精度；通过设置捷联导引头和视线角速度解算模块，提高了舱体的空间利用率，降低了干扰性；另外，通过对控制舱进行了一体化设计，增加了战斗部空间，提高了飞行品质。
申请人：北京理工大学
地址：100081 北京市海淀区中关村南大街5号
国籍：CN
代理机构：北京康思博达知识产权代理事务所(普通合伙)
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![一种复合制导跟踪控制方法与装置[发明专利]](https://img.taocdn.com/s1/m/4bc86eb1dbef5ef7ba0d4a7302768e9951e76e0c.png)
专利名称：一种复合制导跟踪控制方法与装置
专利类型：发明专利
发明人：宋晓娜,刘凯,宋帅,朱阳陈,王密,张雷,满景涛,刘珊中申请号：CN201810638789.1
申请日：20180620
公开号：CN110618608B
公开日：
20220415
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明涉及一种复合制导跟踪控制方法与装置，主要针对导弹直接力/气动力复合控制系统，本发明考虑了非线性函数和外部干扰的影响，首先，通过构造状态观测器来估计系统状态；其次，通过设计的积分滑模面和状态观测器来消除导弹复合控制系统中的不确定性，保证了闭环系统的稳定性，能够有效提高导弹的响应速度，增加导弹的稳定性及过载能力。
申请人：河南科技大学
地址：471003 河南省洛阳市涧西区西苑路48号
国籍：CN
代理机构：郑州睿信知识产权代理有限公司
代理人：吴敏
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飞船再入制导研究
陈建祥
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】1997(15)4
【摘要】在配平迎角飞行的合理假设下，建立了描述载人飞船再入飞行段弹道的数学仿真模型。
在飞船再入标准轨道设计和再入机动边界计算的基础上，研究了基于标准轨道法的飞船再入飞行制导规律。
六自由度飞行弹道的数学仿真证明，设计的制导律能满足飞船再入飞行制导和定点着陆的要求，同时还得到了飞船再入飞行的某些运动规律和一些有益的结论。
【总页数】7页(P48-54)
【关键词】飞船;标准轨道;再入制导;数学仿真
【作者】陈建祥
【作者单位】北京系统工程研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V412.44
【相关文献】
1.飞船返回再入制导方法研究 [J], 陈克俊
2.载人飞船再入大气层的最优轨迹与制导研究 [J], 王志刚;南英;吕学富
3.载人飞船再入制导方法研究 [J], 赵汉元;谢晓全
4.改进的探月返回飞船再入数值预测校正制导方法 [J], 张勃;唐硕;泮斌峰
5.钝头体载人飞船跳跃式再入预测-校正制导方法研究 [J], 郭涛;宋征宇;施健峰因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
第22卷 第5期宇 航 学 报V ol.22N o.5 2001年9月J O U RN A L O F AS T RO N AU T ICS Sep.2001机动再入飞行器的复合制导方案研究陈海东 余梦伦(北京宇航系统工程设计部,北京100076)摘 要:对机动再入飞行器降弧段的复合制导方案进行了研究。
首先提出了通过高低空复合制导控制再入飞行器的终端速度和弹道倾角的思路;然后分别给出了高空最优制导律和大气层再入最优制导律;最后对此复合制导方案进行了数字仿真。
仿真结果表明此方案在理论上是可行的。
关键词:机动再入飞行器;复合制导;最优制导中图分类号:V448.13 文献标识码:A 文章编号:1000-1328(2001)05-0072-05STUDY OF A COMPOUN D GUIDANCE S CHEME FORMANEUVERING RE-ENTRY VEHICLESChen H aidong Yu Meng lun(Beij ing Institute of As tronautical Sys tem Engineering,C AL T,Beijing100076)Abstract:A co mpo und g uida nce scheme for ma neuv ering re-entr y vehicles o n dow nwa rd pha se is studied in this paper.Fir st,the idea of contr olling the termina l v elocity a nd slo pe ang leof tra jector y o f r e-entry v ehicles thro ugh hig h-low altitude com po und guidance is pro po sed.Then,the high-a ltitude optima l guidance law and the re-e nt ry optimal guidance law ar e giv en r e-spectiv ely.Fina lly,the numerica l sim ulatio n for the compound g uida nce sch eme is do ne.T hesimula tio n results show the feasibility of this scheme theo retically.Key words:M a neuv ering re-entry v ehicles;Co mpo und g uidance;Optima l g uida nce1 引言在某些特殊飞行任务中,对机动再入飞行器的终端状态有严格的要求,例如要求再入飞行器落地时的弹道倾角接近垂直,并限制落地时的速度大小。
这种带有终端约束条件的再入机动飞行问题,是现代最优控制理论的重要研究内容,许多最优或次优制导律[1—3],以及显式制导律[4,5]已在理论上基本解决了这类带有终端约束条件的机动再入飞行器的再入制导问题。
机动再入飞行器在再入大气层后通常采用空气动力作为控制力,利用攻角和侧滑角的收稿日期:2000-10-13,修回日期:2001-04-10作者简介:陈海东(1972-),男,在读博士生,主要研究方向为飞行器与弹道导弹的制导与控制技术。
变化调整升力和阻力,从而控制速度矢量的方向和大小[7];但是,利用气动阻力控制速度矢量的大小是比较复杂的,因此在使用气动力作为控制力的再入最优制导律中通常不对终端速度的大小进行限制,而采用其它方法进行速度控制。
本文针对机动再入飞行器的速度控制问题,提出了高低空复合制导方案,即在飞行器再入大气层前增加高空制导段,由推力可调的高空发动机提供控制力,以满足指定的再入速度作为高空制导段的终端条件,给出高空最优制导律和大气层再入最优制导律,并对此复合制导方案进行仿真计算。
2 高空最优制导律在再入飞行器的复合制导方案中,当飞行器飞行至降弧段某高度时,高空发动机点火,高空制导段开始,因此高空制导采用如下惯性坐标系。
取高空发动机点火时飞行器质心与地心连线与地球表面的交点为坐标原点o ;oy 轴在地心与飞行器质心的连线上,指向飞行器质心为正向;ox 轴在过原点垂直于oy 轴的平面内,指向飞行器的运动方向;oz 轴由右手法则决定,使o -xyz 构成右手直角坐标系。
在假设平面重力场,重力加速度恒为常数条件下,飞行器质心沿x 轴方向的运动微分方程具有如下形式:x =v x v x =a x(1)初始条件为x (t 0)=x 0 v x (t 0)=v x 0(2)寻找最优加速度制导律a *x (t ),在给定的时间t ∈[t 0,t f ]内使系统转移到终端状态x (t f )=x f v x (t f )=v x f(3)并使以下性能指标J (a x )=12∫t f t 0a 2x d t (4)达到最小,此指标相当于控制能量最小。
以上是高空制导问题的数学模型,在终端条件中对高空制导的终端位置和速度矢量都进行了约束,目的是通过高空制导实现对再入点位置和速度的控制,从而使落地速度满足要求。
经过推导[6]可以得到以最优加速度a *x (t )表示的高空最优制导律为a *x (t )=6[(x f -x t )-v xt (t f -t )](t f -t )2-2(v x f -v xt )(t f -t )(5)式中的x t 、v xt 分别为任意时刻t 时飞行器沿x 轴的位置和速度。
同理可以得到沿y 轴和z 轴的最优加速度为a *y (t )=6[(y f -y t )-v yt (t f -t )](t f -t )2-2(v yf -v yt )(t f -t )(6)a *z (t )=6[(z f -z t )-v zt (t f -t )](t f -t )2-2(v zf -v zt )(t f -t )(7) 有时对沿z 轴的终端速度不作约束,只对终端位置进行约束,则此时沿z 轴的最优加速度为73第5期陈海东等:机动再入飞行器的复合制导方案研究a *z (t )=3[(z f -z t )-v zt (t f -t )](t f -t )2(8) 至此,式(5)—(8)构成了以最优加速度表示的高空最优制导律,实现以上制导律可采用推力可调的高空发动机,它所产生的加速度矢量在惯性坐标系的三个坐标轴上的分量为a Tx =a *x a Ty =a *y +g a Tz =a *z (9)3 再入最优制导律首先选取再入惯性坐标系如下图所示,它与高空制导采用的惯性坐标系保持一致,其中M 点为飞行器的再入点,T 点为目标点。
惯性坐标系的原点O 选在飞行器质心M 点与地心连线与地球表面的交点,ox 、oy 、oz 轴分别与高空惯性坐标系的ox 、oy 、oz 轴平行。
图1 再入惯性坐标系在上图中,V 为再入飞行器的速度矢量,d 为飞行器与目标的斜距,MO T 为俯冲平面,λD 和λT 分别为俯冲平面和水平面内的视线角,θ和e 分别为弹道倾角和弹道偏角,V D 是速度矢量V 在俯冲平面内的投影。
图中所示的λD 和λT 、θ和e 均为负。
当(λT -e ) 1时,由图可知Z D =θ-λD(10)d =-V D cos Z Dd λ D =-V D sin Z D (11)由上式中的第二式两边对时间求导,并将(10)(11)式代入,即得俯冲平面内的弹目相对运动方程λ¨D =(V D V D -2d d )λ D +d d θ (12) 在俯冲平面内,要求导弹命中目标并且达到接近垂直的弹道倾角,因此终端约束条件可74宇航学报第22卷取λD (t f )=-θDF λ D (t f )=0(13)其中的θDF 为所要求的俯冲平面内的弹道倾角。
如果取x 1=λD +θDF x 2=λ D (14)则(12)式的运动方程可写成如下的状态方程形式x 1=x 2x 2=(V D V D -2d d )x 2+d d θ (15)终端约束条件变为x 1(t f )=0 x 2(t f )=0(16) 如果假定V ·D /V D ≈0,且定义T g =-d /d (d ≠0)(17)则状态方程简化为x1=x 2 x 2=2T g x 2-1T g θ (18)记A =0102/T g B =0-1/T g X =(x 1,x 2)T U =θ (19)则状态方程为X =AX +BUX (t f )=0(20) 如果取最优性能指标为J =X T (t f )FX (t f )+12∫tf t 0U 2dt (21)其中F 为对称半正定常值矩阵,由此可以推导出俯冲平面内的最优制导律为[7]θ =4λ D +2(λD +θDF )T g(22) 同理可得水平面内的相对运动方程λ¨T =(V T V T -2d d )λ T +d d e (23) 由此可推出水平面内的最优制导律,由于水平面内对落地时的弹道偏角没有要求,而只需λ·T (t f )=0,因此其制导律为[7]e =3λ T(24)4 算例与分析以高空惯性坐标系作为参考坐标系,假设再入飞行器在高空制导段开始时的初始位置和速度为x 0=0(km )、y 0=200(km )、z 0=0(km )、v x 0=2942.2(m /s )、v y 0=-1803(m /s )、v z 0=0.0(m /s);要求飞行器降落的目标点T 的位置和速度为x T =350(km )、y T =0(km )、z T =75第5期陈海东等:机动再入飞行器的复合制导方案研究60(km )、落地速度V T =500—800(m /s )、落地弹道倾角θT =-90°。
根据落地速度的要求,可以通过仿真确定高空制导的终端条件。
本文在仿真中选择的高空制导终端条件为x f =200(km)、y f =80(km )、z f =40(km )、v xf =2795.2(m /s)、v yf =-2106.4(m /s),对v z f 不作限制,最优制导律的公式为(5)、(6)、(8)、(22)和(24)。
仿真结果如下图所示。
其中,左图为再入飞行器的速度随高度的变化曲线;右图为再入飞行器的三维空间弹道曲线。
由左图可以看出,飞行器落地时的速度值约为780m /s,满足终端速度大小的要求,通过选择不同的高空制导终端参数,可以实现对落地速度的控制。
仿真中将高空制导的终端高度取为80km,这样高空发动机的工作时间就很长,容易暴露真弹头,不利于突防,因此要减小工作时间,提高高空制导的终端高度,但其需要满足的终端条件仍需通过再入段的弹道仿真来确定。
