本发明属于飞行器导航制导与控制，具体涉及一种高速飞行器进入段制导方法及系统。
背景技术：
1、由于行星大气层复杂，在高速飞行器进入大气阶段，进入制导算法对精确着陆起着至关重要的作用。高速飞行器从外层空间再入大气层时，具有极高的速度和初始动能。例如，地球轨道飞行器和其他星球探测器（如月球探测器）的再入速度约为第一、第二宇宙速度。这种高速飞行会导致飞行器周围形成一圈等离子屏蔽层，使飞行器内外通讯中断，形成所谓的“黑障区”。同时，飞行器在再入过程中会受到地球引力场的作用，随着高度的下降，位能会转化为对周围大气做功，其中一部分功将转化为热能，导致飞行器头部承受很高的热负荷。制导算法能够根据飞行器的初始状态和目标着陆点的要求，生成一条最优的着陆轨迹。在实际飞行中，制导算法能够实时跟踪飞行器的状态，确保飞行器沿着预定的轨迹飞行。合适的轨道设计和制导规律可以使飞行器在再入过程中受到的过载减小，热负荷减轻。这有助于保护飞行器的结构不受损坏，同时确保飞行器的热防护系统能够正常工作。制导算法能够精确控制飞行器的速度和姿态，确保飞行器在预定的着陆点着陆。这对于需要高精度着陆的飞行器（如载人飞船、航天飞机的返回舱等）尤为重要。
2、在高速飞行过程中，飞行器可能会受到各种干扰因素的影响（如大气扰动、飞行器本身的非线性特性等），这会对制导算法的精度和稳定性提出更高的要求。为了应对这些挑战，研究人员需要不断改进和优化制导算法，以提高其适应性和鲁棒性。高速飞行器进入大气阶段时，制导算法对精确着陆起着至关重要的作用。通过精确的轨迹规划与跟踪、过载与热负荷控制以及着陆点精度的控制，制导算法能够确保飞行器安全、准确地着陆在预定的地点。同时，为了应对高速飞行过程中可能遇到的各种挑战，研究人员需要不断改进和优化制导算法。
3、总体来说，进入制导方法主要有两类：预测-校正制导和参考轨迹跟踪制导。预测-校正制导对状态误差不太敏感，可以控制飞行器至精确的目标位置，但对实时计算能力的要求限制了其在工程实际中的应用。因此，参考轨迹跟踪是行星着陆任务的首选方案，但高速飞行器模型不可避免地存在状态不确定性和参数误差。因此，需要设计具有高精度与鲁棒性的制导方法。
技术实现思路
1、针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种高速飞行器进入段制导方法，用以实现连续控制输入并消除抖振，并具有算法简单、鲁棒性和自适应性强的优点。
2、为了解决上述技术问题，本发明通过以下技术方案予以实现：
3、第一方面，本发明提供一种高速飞行器进入段制导方法，包括：
4、在行星固连坐标系下，不考虑行星自转运动与扁率，建立高速飞行器进入段的标准运动方程；
5、基于所述高速飞行器进入段的标准运动方程，建立高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程；
6、利用自适应超扭滑模控制方法和高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程，设计飞行器轨迹跟踪制导律。
7、作为本发明进一步改进，所述高速飞行器进入段的标准运动方程，具体如下：
8、
9、其中，和分别为行星的经度和纬度，和分别为和的变化率；为行星中心与飞行器之间的距离，为的变化率；为飞行器速度，为的变化率；为飞行器飞行路径角，为的变化率；为飞行速度在水平面上的投影与行星东向之间的航向角，为的变化率；为飞行器升力矢量与纵向平面之间的倾斜角；重力加速度的计算式为，其中为行星引力常数；与表示飞行器的阻力加速度与升力加速度。
10、作为本发明进一步改进，所述与的计算公式为：
11、
12、其中，为飞行器参考面积，为飞行器质量，为大气密度，为升力系数，为阻力系数，为升阻比；
13、大气密度呈指数函数分布，计算公式为：
14、
15、其中，为行星参考半径，为处的大气密度，为标准高度。
16、作为本发明进一步改进，所述高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程，具体为：
17、
18、且：
19、
20、其中，为参考阻力加速度；为阻力加速度相对于参考阻力加速度的跟踪误差；为阻力加速度跟踪误差对时间的一阶导数；为的变化率，为的变化率；表示升阻比误差引起的不确定性，其中为附加升力加速度；与为非线性函数，其中为的变化率，为标准升力加速度，为对时间的二阶导数。
21、作为本发明进一步改进，基于所述高速飞行器进入段的标准运动方程，建立高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程，包括：
22、阻力加速度对时间的导数表示为：
23、
24、其中，为的变化率；
25、阻力加速度对时间的二阶导数为：
26、
27、其中，表示制导律；与为非线性函数，具体为：
28、
29、令表示参考阻力加速度；定义阻力加速度跟踪误差为，阻力加速度跟踪误差对时间的一阶导数为；基于所述高速飞行器进入段的标准运动方程，考虑升阻比的不确定性，阻力加速度跟踪误差对时间的二阶导数表示为：
30、
31、进而，得到跟踪阻力加速度误差方程的动态过程描述为：
32、。
33、作为本发明进一步改进，所述自适应超扭滑模控制方法的滑模变量为：
34、
35、其中，为阻力加速度相对于参考阻力加速度的跟踪误差，为阻力加速度跟踪误差对时间的一阶导数；为的参数，为的参数。
36、作为本发明进一步改进，所述利用自适应超扭滑模控制方法和高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程，设计飞行器轨迹跟踪制导律，具体包括：
37、根据高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程，滑模变量的一阶导数为：
38、
39、其中，为非线性函数且
40、
41、根据自适应超扭滑模控制方法，得到飞行器轨迹跟踪制导律为：
42、
43、其中，和为制导律的自适应增益，为所设计的制导律，为随时间变化的函数，为的变化率；
44、该制导律作用下，滑模变量动态式存在以下形式：
45、。
46、作为本发明进一步改进，和的求取方法为：
47、
48、其中，为需要设计的实数。
49、第二方面，本发明提供一种高速飞行器进入段制导系统，包括：
50、细分获取模块，用于将长过程仿真推演总时长等间隔细分为多个仿真计算时刻点，得到长过程仿真推演连续断面序列，进而获取电网网架结构、调控运行和气象预测数据；
51、概率计算模块，用于基于电网网架结构、调控运行和气象预测数据，分别计算全网设备瞬时故障概率、因灾故障概率，进而构建全网设备故障概率模型；
52、状态确定模块，用于根据全网设备故障概率模型计算全网概率潮流分布，进而统计出期望越限设备作为概率故障设备，并确定全网设备的运行状态；
53、断面计算模块，用于根据全网设备的运行状态，进行实时潮流计算，并得到计算时刻点的仿真推演计算断面；循环往复，得到仿真时段内的长过程仿真推演连续断面序列。
54、第三方面，本发明提供一种电子设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述高速飞行器进入段制导方法。
55、第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述高速飞行器进入段制导方法。
56、第五方面，本发明提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括计算机指令，所述计算机指令指示计算机执行所述高速飞行器进入段制导方法。
57、与现有技术相比，本发明至少具有以下有益效果：
58、相比于其他飞行器轨迹跟踪制导律，本发明高速飞行器进入段制导方法，基于自适应超扭滑模制导律，可以在有干扰的情况下，实现目标轨迹的高精度轨迹跟踪且算法收敛速度快；相比于传统滑模方法，本发明所设计的制导律可以实现连续控制输入并消除抖振，并具有算法简单、鲁棒性和自适应性强的优点。
59、为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
1.一种高速飞行器进入段制导方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种高速飞行器进入段制导方法，其特征在于，所述高速飞行器进入段的标准运动方程，具体如下：
3.根据权利要求2所述的一种高速飞行器进入段制导方法，其特征在于，所述与的计算公式为：
4.根据权利要求3所述的一种高速飞行器进入段制导方法，其特征在于，所述高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程，具体为：
5.根据权利要求4所述的一种高速飞行器进入段制导方法，其特征在于，基于所述高速飞行器进入段的标准运动方程，建立高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程，包括：
6.根据权利要求1所述的一种高速飞行器进入段制导方法，其特征在于，所述自适应超扭滑模控制方法的滑模变量为：
7.根据权利要求6所述的一种高速飞行器进入段制导方法，其特征在于，所述利用自适应超扭滑模控制方法和高速飞行器进入段相对参考轨迹的误差跟踪方程，设计飞行器轨迹跟踪制导律，具体包括：
8.根据权利要求7所述的一种高速飞行器进入段制导方法，其特征在于，和的求取方法为：
9.一种高速飞行器进入段制导系统，其特征在于，包括：
10.一种电子设备，其特征在于，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-8任一项所述高速飞行器进入段制导方法。
