CN112859914B

CN112859914B - 基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法及***

Info

Publication number: CN112859914B
Application number: CN202110044896.3A
Authority: CN
Inventors: 刘鲁华; 何凯旋
Original assignee: Sun Yat Sen University
Current assignee: Sun Yat Sen University
Priority date: 2021-01-13
Filing date: 2021-01-13
Publication date: 2022-04-26
Anticipated expiration: 2041-01-13
Also published as: CN112859914A

Abstract

本发明公开了一种基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法及***，本发明方法包括计算健康状态、故障状态下的飞行覆盖面得到区域I、区域II，并比对当前位置，位于区域I外则判定初始规划已超出其飞行能力；位于区域II内则判定仍有能力沿标称再入轨迹到达指定目标点处；否则搜索备选目标，找到则根据备选目标规划新的再入轨迹，否则判定高超声速飞行器没有能力到达既定目标点、也缺乏到达其他备选目标位置的能力。本发明能够处理仅姿态回路的容错控制方法无法使飞行器恢复稳定飞行状态、完成对标准轨迹跟踪实现的情况，能够有效解决高超声速飞行器再入飞行遇到较严重执行机构故障的问题。

Description

基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法及***

技术领域

本发明涉及飞行力学与控制领域，具体涉及一种基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法及***。

背景技术

为了完成复杂多样的航天任务，高超声速飞行器对控制***的可靠性和安全性提出了很高的要求，执行器是飞行器的重要元件之一，受高温、高速等复杂飞行条件的影响，容易发生故障，导致***稳定性降低。因此，针对弹性高超声速飞行器的执行器故障进行容错控制方法的研究，对提高***的可靠性和安全性具有重要意义。高超声速飞行器容错控制技术理论成果较多，但是这些研究主要集中于姿态回路，以飞行器姿态稳定、跟踪制导指令为控制目标，而对于制导回路的相关研究内容比较少。考虑到执行机构故障以后，飞行器的控制***能力降低，其控制器性能可能无法满足跟踪制导率的需求，则需要在更大的范围上进行控制调整，才能满足安全性需求。

发明内容

本发明要解决的技术问题：针对现有技术的上述问题，提供一种基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法及***，本发明能够处理仅姿态回路的容错控制方法无法使飞行器恢复稳定飞行状态、完成对标准轨迹跟踪实现的情况，能够有效解决高超声速飞行器再入飞行遇到较严重执行机构故障的问题。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

一种基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法，实施步骤包括：

1)计算高超声速飞行器健康状态下的飞行覆盖面得到区域I、故障状态下的飞行覆盖面得到区域II，其中区域II为区域I的子集；

2)确定高超声速飞行器的当前位置；

3)将当前位置与区域I、区域II进行比对，如果当前位置位于区域I之外则跳转执行步骤4)；如果当前位置位于区域II之内则跳转执行步骤5)；如果当前位置位于区域I内、区域II外则进行备选目标搜索，所述备选目标为任务中的次优先目标或安全处置区，如果备选目标存在则跳转执行步骤6)，备选目标不存在则跳转执行步骤7)；

4)判定高超声速飞行器的再入轨迹初始规划已超出其飞行能力，结束并退出；

5)判定高超声速飞行器的故障削弱了***控制性能、但仍有能力沿标称再入轨迹到达指定目标点处，结束并退出；

6)将备选目标设定为新的飞行目标点，并根据新的飞行目标点规划新的再入轨迹，结束并退出；

7)判定高超声速飞行器没有能力到达既定目标点、也缺乏到达其他备选目标位置的能力。

可选地，步骤5)中还包括采用姿态容错控制方法重新分配各执行机构的偏转角度实现对制导指令跟踪的步骤；步骤6)中规划新的再入轨迹之后还包括采用姿态容错控制方法对控制律进行重置的步骤。

可选地，步骤7)中还包括启动高超声速飞行器的自毁程序的步骤；步骤1)中得到区域II之后还包括判断区域II是否为空集的步骤，如果区域II为空集则启动高超声速飞行器的自毁程序。

可选地，步骤1)的详细步骤包括：

1.1)假设地球为均质圆球体且没有自转，在半速度系下建立简化的高超声速飞行器的再入运动模型；

1.2)根据预设的约束条件确定高超声速飞行器的再入飞行走廊；

1.3)在得到的再入飞行走廊的基础上，生成健康状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域I，并生成故障状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域II。

可选地，步骤1.1)中高超声速飞行器的再入运动模型的函数表达式如下式所示：

上式中，

表示地心距离的矢量，r为地心距离，V表示速度，

表示速度的矢量，θ表示速度倾角，

为经度λ的矢量，

表示航向角的矢量，ψ表示航向角，φ表示纬度，

表示纬度的矢量，D为阻力加速度，g表示重力加速度，L为升力加速度，σ为控制变量中的倾侧角，速度倾角θ为速度矢量与当地水平面的夹角，速度矢量在当地水平面上方为正，航向角ψ为速度矢量在当地水平面内的投影与正北方向的夹角，逆时针方向为正。

可选地，步骤1.2)的详细步骤包括：

1.2.1)给定控制变量中的攻角α的曲线如下式所示：

上式中，α_max表示最大攻角，α_{L/D max}表示最大升阻比攻角，V表示速度，V₁,V₂分别为攻角的速度分段参数；

1.2.2)由飞行动压、过载、驻点热流及准平衡滑翔的约束条件确定再入飞行走廊范围如下式所示：

上式中，D表示阻力加速度，

表示最大驻点热流密度约束，S表示飞行器参考面积，m表示高超声速飞行器的质量，C_q表示飞行器端头形状参数，V表示速度，C_D表示阻力加速度系数，

表示D-V形式的热流约束，q_max表示最大动压约束，D_{q max}(V)表示D-V形式的动压约束，n_{y max}表示最大法向过载约束，g表示重力加速度，C_L/D表示升阻比，α表示攻角，

表示D-V形式的过载约束，r为地心距离，σ_QEGC表示准平衡滑翔条件下的倾侧角，D_{s min}(V)表示D-V形式的平衡滑翔约束；

1.2.3)确定在阻力加速度-速度剖面内的再入飞行走廊如下式所示：

上式中，D_{s min}(V)表示D-V形式的平衡滑翔约束，D为阻力加速度，

表示

D_{q max}、

三者中的最小值，

表示D-V形式的热流约束，D_{q max}表示D-V形式的动压约束，

表示D-V形式的过载约束。

可选地，步骤1.3)生成健康状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域I的详细步骤包括：

1.3.1)对于再入飞行走廊内最大航程的飞行剖面，通过多组倾侧角符号方案得到该飞行剖面下多条再入轨迹，这一组多条再入轨迹属于同一剖面航程相近，但由于倾侧角符号不同导致终点并不重合，轨迹的终点分布在一个狭长的条带状区域中，采用二次曲线进行拟合得到了该飞行剖面对应的轨迹终点曲线；对于再入飞行走廊内最小航程的飞行剖面，通过多组倾侧角符号方案得到该飞行剖面下多条再入轨迹，这一组多条再入轨迹属于同一剖面航程相近，但由于倾侧角符号不同导致终点并不重合，轨迹的终点分布在一个狭长的条带状区域中，采用二次曲线进行拟合得到了该飞行剖面对应的轨迹起点曲线；

1.3.2)将轨迹终点曲线、轨迹起点曲线之间的区域添加辅助线条使之闭合生成健康状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面，从而得到区域I。

可选地，步骤1.3)生成故障状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域II的详细步骤包括：从再入飞行走廊原走廊上、下界依次走廊向内剖面进行仿真测试，直至找到满足故障飞行器跟踪能力的剖面，并将满足故障飞行器跟踪能力的两个剖面添加辅助线条使之闭合生成故障状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面，从而得到区域II。

此外，本发明还提供一种基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制***，包括计算机设备，该计算机设备被编程或配置以执行所述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的步骤；或者该计算机设备的存储器上存储有被编程或配置以执行所述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的计算机程序。

此外，本发明还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以执行所述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的计算机程序。

和现有技术相比，本发明具有下述优点：本发明方法包括计算健康状态、故障状态下的飞行覆盖面得到区域I、区域II，并比对当前位置，位于区域I外则判定初始规划已超出其飞行能力；位于区域II内则判定仍有能力沿标称再入轨迹到达指定目标点处；否则搜索备选目标，找到则根据备选目标规划新的再入轨迹，否则判定高超声速飞行器没有能力到达既定目标点、也缺乏到达其他备选目标位置的能力。本发明针对再入阶段的高超声速飞行器执行器故障情况设计，对飞行器故障状态下的剩余控制能力从轨迹实现的角度考量，对于能够跟踪实现标称轨迹的情况采用姿态回路容错控制算法重置控制律；对于无法对标称轨迹进行跟踪的情况，规划新的可行轨迹并重置控制律，从而满足飞行器基本的安全性需求，实现更大程度和范围上的安全控制。本发明能够处理仅姿态回路的容错控制方法无法使飞行器恢复稳定飞行状态、完成对标准轨迹跟踪实现的情况，能够有效解决高超声速飞行器再入飞行遇到较严重执行机构故障的问题。

附图说明

图1为本发明实施例方法的基本流程示意图。

图2为本发明实施例中将当前位置与区域I、区域II进行比对的多种情形。

图3为本发明实施例中的再入飞行走廊示意图。

图4为本发明实施例中一条基于剖面法的规划轨迹示意图。

图5为本发明实施例中基于单个剖面的飞行轨迹终点示意图。

图6为本发明实施例中单个剖面的飞行轨迹终点曲线拟合示意图。

图7为本发明实施例中健康飞行器的全剖面飞行终点覆盖面示意图。

图8为本发明实施例中再入飞行走廊的剖分示意图。

图9为本发明实施例中再入飞行轨迹的重新规划示意图。

具体实施方式

如图1和图2所示，本实施例基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的实施步骤包括：

2)确定高超声速飞行器的当前位置；

本实施例中，步骤5)和步骤6)中还包括使用控制分配方法对控制律进行重置，重新分配各舵面的偏转角度实现对制导指令跟踪的步骤。需要说明的是，使用控制分配方法对控制律进行重置是现有方法，本实施例中仅仅涉及该方法的应用，并不涉及对使用控制分配方法对控制律进行重置的改进，因此具体细节实现在此不再展开说明。

如图2所示，本实施例步骤7)中还包括启动高超声速飞行器的自毁程序的步骤；步骤1)中得到区域II之后还包括判断区域II是否为空集的步骤，如果区域II为空集(“状态五”)则启动高超声速飞行器的自毁程序。参见图2，在区域II非空集状态下，将当前位置与区域I、区域II进行比对，如果当前位置位于区域I之外则为“状态四”；如果当前位置位于区域II之内则为“状态三”；如果当前位置位于区域I内、区域II外则进行备选目标搜索，如果备选目标存在则为“状态一”，备选目标不存在则为“状态二”。“状态一”下，高超声速飞行器没有能力到达既定目标点，此情况下在区域Ⅱ中选择合适的备选目标(备选目标可以是任务中的次优先目标或安全处置区等)设定为新的飞行目标点，并据此规划新的再入轨迹并采用姿态容错控制方法对控制律进行重置。“状态二”下，高超声速飞行器没有能力到达既定目标点，也缺乏到达其他备选目标位置的能力，应启动自毁程序。“状态三”下，高超声速飞行器即使因故障削弱了***控制性能，高超声速飞行器仍有能力沿标称再入轨迹到达指定目标点处，此时采用姿态容错控制方法重新分配各执行机构的偏转角度实现对制导指令的跟踪。“状态四”下，高超声速飞行器说明任务的初始规划已经超出了飞行器的飞行能力，应当在任务规划阶段排除，在此不做讨论。“状态五”下，高超声速飞行器失去控制能力，应立即启动自毁程序。

本实施例中，步骤1)的详细步骤包括：

5.根据权利要求4所述的基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法，其特征在于，步骤1.1)中高超声速飞行器的再入运动模型的函数表达式如下式所示：

上式中，

表示地心距离的矢量，r为地心距离，V表示速度，

表示速度的矢量，θ表示速度倾角，

为经度λ的矢量，

表示航向角的矢量，ψ表示航向角，φ表示纬度，

表示纬度的矢量，D为阻力加速度，g表示重力加速度，L为升力加速度，σ为控制变量中的倾侧角，速度倾角θ为速度矢量与当地水平面的夹角，速度矢量在当地水平面上方为正，航向角ψ为速度矢量在当地水平面内的投影与正北方向的夹角，逆时针方向为正。前述再入运动模型的动力学方程中有6个独立的状态变量x＝(r,λ,φ,V,θ,ψ)，分别为地心距离、经度、纬度、速度、速度倾角和航向角。控制变量u＝(α,σ)，其中α为攻角，σ为倾侧角。

本实施例中，步骤1.2)的详细步骤包括：

1.2.1)给定控制变量中的攻角α的曲线如下式所示：

上式中，D表示阻力加速度，

表示

D_{q max}、

三者中的最小值，

表示D-V形式的热流约束，D_{q max}表示D-V形式的动压约束，

表示D-V形式的过载约束。本实施例中，确定在阻力加速度-速度剖面内的再入飞行走廊如图3所示。

高超声速飞行器的再入过程中的约束条件包含驻点热流约束、飞行动压约束、过载约束等，其形式如下：

1、驻点热流约束条件：

上式中，

为驻点热流，C_Q为热传递系数，ρ表示大气密度，V表示速度，

为最大驻点热流密度约束，单位为kw/m²。热传递系数C_Q与高超声速飞行器的气动外形等特性相关，对于滑翔的高超声速飞行器而言，取C_Q＝1×10^-7。

2、飞行动压约束是高超声速飞行器飞行最重要的特征量之一，考虑控制铰链力矩影响，在再入滑翔过程中需对其进行限制，以满足高超声速飞行器控制***要求。本实施例中飞行动压约束条件为：

上式中，q表示飞行动压，ρ表示大气密度，V表示速度，q_max表示最大动压约束，单位为Pa。

3、高超声速飞行器所能承受的过载能力是有限的，在飞行过程中需要考虑过载约束：

|L cosα+D sinα|/g≤n_{y max}

上式中，L、D分别表示升力及阻力加速度，α表示攻角，g表示重力加速度，n_{y max}为最大法向过载约束，单位为g。

4、理想的再入轨迹应该是无跳跃现象、速度倾角较小且变化相对缓慢的。为了实现弹道平稳下滑，可近似认为cosθ≈1，并满足准平衡滑翔条件：

上式中，L表示升力及阻力加速度，σ_QEGC表示准平衡滑翔条件下的倾侧角，g表示重力加速度，V表示速度，r为地心距离。准平衡滑翔条件下的倾侧角σ_QEGC，通常为零或者一小正常值，当上式的准平衡滑翔条件取等号时，称为在σ＝σ_QEGC下的准平衡滑翔条件。这个约束有利于减少滑翔轨迹的高度振荡，在滑翔过程中通过控制倾侧角来控制再入轨迹，使其不超过σ＝σ_QEGC时的最大滑翔边界，同时也保证了高超声速飞行器具有一定的侧向机动能力。准平衡滑翔条件是一个“软约束”。给定名义攻角曲线后，由飞行动压、过载、驻点热流及准平衡滑翔约束可以确定再入飞行走廊范围，所规划的参考轨迹需在走廊范围内，才能满足上述约束条件限制。首先讨论阻力加速度-速度剖面的飞行走廊确定方法，其基本思想是将约束条件转换为阻力加速度与速度的关系，从而可以得到步骤1.2.2)中由飞行动压、过载、驻点热流及准平衡滑翔的约束条件确定再入飞行走廊范围。

本实施例中，步骤1.3)生成健康状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域I的详细步骤包括：

对于任意给定处于再入走廊内的飞行剖面，攻角方案与倾侧角大小已经确定，控制量中仅剩倾侧角符号未定。若任意给出一组倾侧角符号，则可以通过积分运动模型获得一条再入轨迹(图4)。设计多组倾侧角符号方案即可得到该飞行剖面下多条再入轨迹，这一组轨迹属于同一剖面航程相近，但由于倾侧角符号不同，导致终点并不重合。轨迹的终点分布在一个狭长的条带状区域中(图5)，可用二次曲线进行拟合，由此得到了该剖面所以对应的轨迹终点线(图6)。剖面的上下移动与调整影响再入航程，走廊下界所构成的飞行剖面对应的是最大航程，而走廊上界所构成的飞行剖面对应的是最小航程。分别计算两者再入轨迹终点分布可以对应得到两条二次曲线。添加必要的辅助线条使之闭合，即可近似获得健康飞行器的飞行终点覆盖面(图7)。将健康飞行器的飞行终点覆盖面命名为区域Ⅰ。该区域是飞行器在现有约束条件下通过可控再入可以到达的最大区域，正常状态下的任务目标设计也应在该区域内进行。

本实施例中，步骤1.3)生成故障状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域II的详细步骤包括：从再入飞行走廊原走廊上、下界依次走廊向内剖面进行仿真测试，直至找到满足故障飞行器跟踪能力的剖面，并将满足故障飞行器跟踪能力的两个剖面添加辅助线条使之闭合生成故障状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面，从而得到区域II。故障飞行器较健康状态可用攻角与倾侧角范围缩小，同时也意味着飞行器再入走廊缩小。为了得到故障飞行器的再入走廊需要对原走廊进行剖分，得到多个细分的飞行剖面。从原走廊上下界依次走廊向内剖面进行仿真测试，直至找到满足故障飞行器跟踪能力的剖面。这两个剖面即构成了新的再入走廊上下界(图8)。确定新的再入走廊后，采用上一步骤方法得到故障飞行器的飞行终点覆盖面并命名为区域Ⅱ。区域Ⅱ构成了区域Ⅰ的一个子集(图9)。且区域Ⅱ面积越小，说明执行机构的故障对控制性能的削弱越大。

综上所述，本发明基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法基于再入动力学模型使用剖面法进行轨迹规划，利用所得到的再入飞行走廊的走廊下界、走廊上界分别生成最大、最小航程轨迹终点拟合曲线，二者所夹区域构成健康飞行器的飞行终点覆盖面并记为区域Ⅰ；将执行机构故障作为强化的控制量约束加入再入动力学模型中，基于再入动力学模型使用剖面法进行轨迹规划，利用所得到的再入飞行走廊的走廊下界、走廊上界分别生成最大、最小航程轨迹终点拟合曲线，二者所夹区域构成故障模式下飞行终点覆盖面并记为区域Ⅱ，区域Ⅱ为区域Ⅰ的子集；对当前任务目标进行判断，若当前任务目标点包含于区域Ⅱ，则采用姿态容错控制方法重置控制律，若当前任务目标点包含于区域Ⅰ且不包含于区域Ⅱ，则在区域Ⅱ中选择合适的处置点设定为新的飞行目标点，并据此规划新的再入轨迹结合姿态容错控制方法进行控制调整以提高飞行任务的完成可能性。通过针对再入阶段的高超声速飞行器执行器故障情况设计，对飞行器故障状态下的剩余控制能力从轨迹实现的角度考量，对于能够跟踪实现标称轨迹的情况采用姿态回路容错控制算法重置控制律；对于无法对标称轨迹进行跟踪的情况，规划新的可行轨迹并重置控制律，从而满足飞行器基本的安全性需求，实现更大程度和范围上的安全控制。

此外，本实施例还提供一种基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制***，包括计算机设备，该计算机设备被编程或配置以执行前述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的步骤；或者该计算机设备的存储器上存储有被编程或配置以执行前述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的计算机程序。

此外，本实施例还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以执行前述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的计算机程序。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、***、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(***)、和计算机程序产品的流程图和/的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims

1.一种基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法，其特征在于实施步骤包括：

2)确定高超声速飞行器的当前位置；

7)判定高超声速飞行器没有能力到达既定目标点、也缺乏到达其他备选目标位置的能力；

步骤1)的详细步骤包括：

1.3)在得到的再入飞行走廊的基础上，生成健康状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域I，并生成故障状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域II；

步骤1.2)的详细步骤包括：

1.2.1)给定控制变量中的攻角α的曲线如下式所示：

上式中，α_max表示最大攻角，α_L/Dmax表示最大升阻比攻角，V表示速度，V₁,V₂分别为攻角的速度分段参数；

上式中，D表示阻力加速度，

表示D-V形式的热流约束，q_max表示最大动压约束，D_qmax(V)表示D-V形式的动压约束，n_ymax表示最大法向过载约束，g表示重力加速度，C_L/D表示升阻比，α表示攻角，

表示D-V形式的过载约束，r为地心距离，σ_QEGC表示准平衡滑翔条件下的倾侧角，D_smin(V)表示D-V形式的平衡滑翔约束；

上式中，D_smin(V)表示D-V形式的平衡滑翔约束，D为阻力加速度，

表示

D_qmax、

三者中的最小值，

表示D-V形式的热流约束，D_qmax表示D-V形式的动压约束，

表示D-V形式的过载约束；

步骤1.3)生成健康状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域I的详细步骤包括：

2.根据权利要求1所述的基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法，其特征在于，步骤5)中还包括采用姿态容错控制方法重新分配各执行机构的偏转角度实现对制导指令跟踪的步骤；步骤6)中规划新的再入轨迹之后还包括采用姿态容错控制方法对控制律进行重置的步骤。

3.根据权利要求1所述的基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法，其特征在于，步骤7)中还包括启动高超声速飞行器的自毁程序的步骤；步骤1)中得到区域II之后还包括判断区域II是否为空集的步骤，如果区域II为空集则启动高超声速飞行器的自毁程序。

4.根据权利要求1所述的基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法，其特征在于，步骤1.1)中高超声速飞行器的再入运动模型的函数表达式如下式所示：

上式中，

表示地心距离的矢量，r为地心距离，V表示速度，

表示速度的矢量，θ表示速度倾角，

为经度λ的矢量，

表示航向角的矢量，ψ表示航向角，φ表示纬度，

5.根据权利要求1所述的基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法，其特征在于，步骤1.3)生成故障状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面得到区域II的详细步骤包括：从再入飞行走廊原走廊上、下界依次走廊向内剖面进行仿真测试，直至找到满足故障飞行器跟踪能力的剖面，并将满足故障飞行器跟踪能力的两个剖面添加辅助线条使之闭合生成故障状态下高超声速飞行器的飞行覆盖面，从而得到区域II。

6.一种基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制***，包括计算机设备，其特征在于，该计算机设备被编程或配置以执行权利要求1～5中任意一项所述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的步骤；或者该计算机设备的存储器上存储有被编程或配置以执行权利要求1～5中任意一项所述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的计算机程序。

7.一种计算机可读存储介质，其特征在于，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以执行权利要求1～5中任意一项所述基于轨迹规划的高超声速飞行器再入安全控制方法的计算机程序。