远程机动飞行器能量管控制导方法

童 伟，贾平会，张 宁，郭 珂，李 强

（北京航天长征飞行器研究所，北京，100076）

0 引 言

相比常规再入机动飞行器而言，远程机动飞行器需要长时间在大气层内飞行，在相同射程工况下，远程机动飞行器在大气层内的飞行时间通常是再入机动飞行器的3 倍以上[1～4]，在考虑偏差干扰影响后，长时间在大气层内飞行会导致远程机动飞行器的轨道力学环境和热学环境迅速恶化[5,6]，飞行速度散差显著增加，给远程轨道和末制导下压段轨道的交接和过渡带来了极大困难，飞行器很难按照预定轨道进入末制导区域，严重影响飞行器的落点精度。

针对上述问题，本文针对远程机动飞行器提出了一种能量管控制导方法，这种方法具有很强的工程可实现性，能够较好地解决远程机动飞行器的能量管控问题，该制导方法的鲁棒性通过了Monte Carlo 仿真得到验证。

1 机动飞行器数学建模

飞行器运动描述采用旋转圆球地球模型条件下在半速度坐标系建立的三自由度运动方程[7]：

式中V为机动飞行器的速度大小；θ为当地速度倾角；σ为航迹偏航角；r为地心距；λ，φ分别为经度和纬度；t为飞行时间,为微分自变量；ρ为大气密度；m为飞行器质量；S为飞行器参考面积；μM为地球引力常数；ωe为地球自转角速度；CD，CL分别为阻力系数和升力系数。

对于本文研究的低于轨道速度的大升阻比飞行器而言，与气动力相比地球自转引起的哥氏惯性力及离心惯性力均为小量，故在推导解析形式制导律过程中假设地球为不旋转的均质圆球，可得简化的飞行器运动方程在纵平面表达形式：