中国国防科技网 http://www.8ltech.com 了减小落点偏差,保证实际飞行的最大过载和最大热流不超过允 许值,要选择好再入时的制导方法。 再人制导方法可以分为两类 类是利用预测能力对落点航程进行预测的制导方法称为预 测制导法;另一类是利用标准轨道的制导方法称标准轨道法。 标准轨道法(在弹道学中称为摄动制导法)是在航天器的计 算机中预存标准再入轨道参数,它们既可以是时间的函数,也可 以是速度v、无因次速度=vos@/v,的函数。当航天器再人大气 层后,由于上述几种误差的影响,实际轨道参数偏离了标准轨道 参数,此时导航系统通过加速度表和陀螺测出再入器的速度增量 和姿态参数,通过计算得到再入器的速度和位置,将实测的轨道 参数与标准的轨道参数进行比较,可产生误差信号,以此误差信 号为输入,通过姿态控制系统调整再入器的姿态角,从而改变升 力方向,实现再人器再人轨道的制导和控制。 而预测制导是在航天器计算机内存储理论落点的特征参数, 根据导航系统测量的再入器的状态参数,实时进行落点计算,并 将计算结果与理论落点参数进行比较,形成误差控制信号,辅人 计算机的制导方程,再按规定的制导规律控制再入器的姿态角,改 变升力的大小和方向,以实现再入器着陆点的控制。 从以上叙述可以看出,导航系统计算航天器的速度和位置是 必须的。但惯性器件加速度表和陀螺均存在误差,故导航计算出 来的速度和位置也是有误差的,根据它进行制导和控制也必然会 产生落点偏差。所以惯性器件的测量误差也是产生落点偏差的因 素之一。 预测制导法和标准轨道法相比较,前者着眼于每时每刻实际 再入轨道对应的落点与理论落点的误差,并根据这一误差值和最 大过载和最大热流的限制产生控制指令,对航天器实现轨道控制。 预测制导法可以达到比标准轨道法更高的落点精度,并且对再人 16
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中国国防科技网 http://www.8ltech.com 初始条件不敏感。但预测制导要求航天器上的计算机有较快的计 算速度和比较大的存贮容量,而且控制方案也较复杂一些。标准 轨道法着眼于实测轨道参数和标准轨道参数的比较,实时形成误 差信号,以误差信号为输入,实现再入器的再入轨道控制,达到 控制着陆点的目的。标准轨道法的优点:控制律简单、容易实现 对计算机速度和容量要求可适当降低。这种方法的缺点:落点控 制精度较低,落点偏差受再入初始条件误差以及气动系数偏差影 响较大。 ③落点精度分析 设计好标准返回轨道、选择好再人制导规律,当给定各种干 扰量大小,便可以进行轨道计箅(或者说弹道仿真),求出落点偏 差 弹道计算可以采用两种数学模型。一种是三自由度的简化数 学模型,假定:航天器是一可控制质点,控制系统是理想的,力 矩随时处于平衡状态,此时只分析质心运动。当飞行器绕质心运 动进行不剧烈时,其误差是较小的。但有些误差不便于分析。另 种是六自由度的数学模型,这时应给出姿态控制系统的结构图 和数学模型,可以尽可能考虑各种误差因素,包括惯性器件的误 差。计算落点偏差既可以采用最大偏差法,乜可以采用蒙特卡洛 随机抽样统计法。用最大偏差法可分析每项误差对落点偏差的影 响,而用蒙特卡洛法可分析各误差源的综合影响 §1.22飞行器再入动力学和制导研究的内容 本书的飞行器指弹道导弹弹头和航天器。再细分主要是弹头 再人机动弹头、卫星、飞船和航天飞机。可筒称为再人器。飞行 器再入动力学和制导就是研究再入器再人大气层前后的运动规 律。它主要包括 ①制动段轨道设计(指航天器 17
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中国国防科技网 http://www.8ltech.com ②再入段轨道设计 ③再入段制导方法研究 ④落点精度计算和分析 本书重点是讨论:再人机动弹道的优化设计问题;再入机动 弹头的导引规律和速度控制问题;飞船和航天飞机轨道设计、制 导规律研究;飞行器六自由度弹道仿真和精度分析。 1·再入飞行器运动方程及其简化 飞行器的运动方程可以在任何一本飞行力学的书籍中找到 它是研究飞行器运动规律的基础。都是从矢量形式的动力学方程 投影到所需要坐标系得到的。本书将运动方程投影到返回坐标系 和半速度坐标系。实际上只是矢量形式的质心运动方程在上述两 坐标系投影,转动方程只投影到体坐标系。本书在建立运动方程 和简化时突出几点: ①在建立坐标系间转换关系时,其转动次序既有按3-2-1 次序转动,也有按2-3-1次序转动。因为在实际应用中各有优 缺点,甚至一条弹道两种转动次序都需要 ②因为再人机动弹头、航天器姿态运动的转动角度大,为避 免方程出现奇异,引进四元数,建立相应的转换阵及四元数微分 方程 ③运动方程简化是工程上必需的。本书注意阐明三自由度弹 道仿真与六自由度弹道仿真的区别及联系,着重阐明控制变量的 变化。 2,飞行器再入运动方程的近似解 求运动方程的近似解,在各种飞行力学中均占有重要的位置 近似解一般为解析解或无因次形式的近似解。它关系明确,便于 找出各设计参数与运动参数之间的联系,在初步设计和总体设计 时得到广泛的应用。再入运动方程的近似解也不例外,在计算机 速度不十分快时,求近似解得到不少学者的重视,对弹头的再入 18
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中国国防科技网 http://www.8ltech.com 近似解以艾伦(Alen)等最为著名,航天器的再入近似解以查普 曼( Chapman)、罗赫(Loh)、维赫(Vinh)等最为著名。近似解 因再人角白不同、升阻比L/D不同有简单的、复杂的,近似程度 既有高的也有低的。目前计箅机速度很髙、也很普及,计算三自 由度的质心弹道已经不是困难的事,可以用编好的程序进行大量 计算,再用复杂的公式求近似解已无必要。本书只讨论较简单的 近似解,且其结论对阐述问题、总体设计十分有用。热流计算是 防热设计的基础、在轨道设计中占有重要地位。 ①弹头再入时运动方程的近似解,除引人艾伦的结果外,还 把近似解推广到Cx不是常数而是马赫M和高度h的函数的情况 ②查普曼方程的近似解并不是解析解,但它是无因次形式的 徵分方程,可以通过数值计算得到不同再入角的、不同升阻比 L/D对过载、热流和总吸热量的影响,作为经典内容,了解它是 有益的。 ③对升阻比L/D不等于零的轨道,罗赫的一阶近似解最简单 明了,便于分析问题,得到了应用。 3.飞行器再入时的最佳弹道 最佳弹道问题可以说是典型的飞行力学问题。 飞行器飞行时除受到一些限制,如过载、热流、攻角限制外, 还希望某些性能指标最佳;如飞机的最大续航问题,最佳爬高等 而对再入飞行器除攻角、过载、热流受限制外,也可以提出满足 各种性能指标的最佳弹道问题。如机动弹头落地速度最大(或某 点速度最大)、航天器再入时总吸热量最小、横向距离最大等。 本书仅讨论用极大值原理求最佳弹道问题。最佳的再入机动 弹道既可以是空间的,也可以是平面的。用极大值原理求解最佳 弹道必然遇到计算两点边值问题 ①平面最佳再入机动弹道的数学模型 以末速最大、总吸热量最小为性能指标,用极大值原理建立 19
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中国国防科技网 http://www.8ltech.com 了其数学模型。 ②空间最佳再入机动弹道的数学模型 以末速最大为性能指标,分别对以a、B、为控制变量和以7、 中为控制变量建立了数学模型。建立了横程最大的机动弹道模型。 ③最佳弹道的计算方法,解两点边值问题有各种方法,本书 仅讨论改进了的邻近极值算法,其计算思路明确,应用起来简单 ④再人机动弹道的工程设计法 对落速最大的平面最佳弹道问题,把约束条件放宽,如不考 虑地球重力和曲率影响,略去阻力系数Cx与马赫数M和高度h 的关系,求泛函的极值问题,可以变成求函数的极值问题,工程 法的最佳弹道与最佳弹道可以互为补充。 4·机动弹头的弹道设计和制导方法 机动弹头一类以突防为主,通过程序控制使再入弹道改变轨 迹,躲避防方的拦截。另一类既通过弹道机动进行突防,同时增 加末制导系统以提高其落点精度。本书讨论第二类机动弹头的弹 道设计和制导方法 机动弹头的弹道是非贯性弹道,为了命中定目标,要选择 个导引规律以保证命中目标。弹道导弹的再人机动弹头由于末 制导系统的要求,如图像匹配的要求,对命中目标时的速度方向 有一定的要求,如要求垂直地面。所以机动弹头弹道设计有一个 以一定速度方向命中目标的导引规律设计问题。不同的机动弹头, 为达到良好的爆炸效果,其落地速度大小是有不同的要求,因此 有一个速度大小控制问题。 机动弹头一个重要的战术技术指标是命中精度、在三自由度 和六自由度情况下,讨论弹道仿真的数学模型、研究干扰作用下 的精度,是飞行力学的重要任务。 ①机动弹头的最优导引律。应用极大值原理,研究以一定方 向命中目标的最优导引规律问题。 20
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