高超声速飞行器的能量管控再入制导方法及装置

1.本技术涉及数据处理技术领域，具体而言，涉及一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法及装置。


背景技术：

2.高超声速飞行器具有航程远、速度快、机动性强等优势，高超声速飞行器再入飞行会进入长时间滑翔，其所处外界环境参数不断剧烈变化，高超声速飞行器在飞行过程中容易受到各类干扰及自身参数偏差带来的影响，在各种偏差干扰影响下，长时间滑翔会导致高超声速飞行器的力热环境更加严酷，进一步导致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，严重影响高超声速飞行器的落点精度，而这些也对再入轨迹优化提出了新的挑战。


技术实现要素：

3.本技术实施例的目的在于提供一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法及装置，用以解决了现有技术存在的上述问题，可提高超声速飞行器的落点精度。
4.第一方面，提供了一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法，该方法可以包括：在高超声速飞行器处于再入滑翔段内时，实时获取所述高超声速飞行器的飞行状态信息；在确定所述飞行状态信息满足预设的再入滑翔段飞行条件后，基于所述飞行状态信息，获取所述高超声速飞行器在再入滑翔段终点的预测飞行能量；若所述预测飞行能量不小于配置的再入滑翔段终点的预设飞行能量，则对飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第一控制调节，以控制所述高超声速飞行器在所述再入滑翔段内进行左右机动；若所述预测飞行能量小于配置的所述再入滑翔段终点的预设飞行能量，则对所述飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第二控制调节，以控制所述高超声速飞行器在所述再入滑翔段内以最优升阻比攻角及倾侧角为0的情况下运动，所述最优升阻比攻角为所述飞行状态信息中的飞行器升力和飞行器阻力达到最大比值时对应的攻角。
5.在一种可能的实现中，所述预设的再入滑翔段飞行条件包括再入过程约束和伪平衡滑翔条件；其中，所述再入过程约束包括热流约束、过载约束和动压约束。
6.在一种可能的实现中，对所述飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第二控制调节，包括：将所述当前倾侧角调节为零；获取所述再入滑翔段内滑翔过程中所述飞行状态信息中飞行器升力和飞行器阻力的最大升阻比值；
将所述当前攻角调节为所述最大升阻比值对应的攻角。
7.在一种可能的实现中，对飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第一控制调节，包括：基于配置的不同马赫数与不同攻角的映射关系，获取所述映射关系中所述高超声速飞行器的当前马赫数对应的目标攻角；并将所述当前攻角调节为所述目标攻角；基于预设的能量约束条件，对所述当前倾侧角的幅值进行调节；基于所述高超声速飞行器的视线角和所述飞行状态信息中的当前速度方位角的偏差，确定当前视线角误差；所述视线角为所述高超声速飞行器的当前位置与再入滑翔段终点位置的偏差角度；基于确定的当前视线角误差和配置的视线角误差限制范围，对所述当前倾侧角的符号进行调节，所述配置的视线角误差限制范围是基于伯努利混沌映射改进的灰狼优化算法确定的，所述配置的视线角误差限制范围用于控制所述高超声速飞行器的侧向方位。
8.在一种可能的实现中，所述预设的能量约束条件表示为：其中，为预测的满足再入滑翔段终点能量的射程，其是关于倾侧角ν变化的量，s为实际距离再入滑翔段终点的剩余射程，分别为预设的再入滑翔段终点时刻的经度和纬度，θ为速度倾角，为地球半径，ψ、λ分别为当前时刻的纬度和经度，d为飞行器阻力，r为所述高超声速飞行器质心相对于地球的地心距。
9.在一种可能的实现中，所述配置的视线角误差限制范围表示为：其中，、分别表示侧向飞行方位误差的上下边界值，、表示视线角误差限制范围的常值，且满足，表示该误差
限制范围小于预设范围时的飞行器转折速度，v0表示初始飞行器速度，v
end
表示再入滑翔段终点的飞行器速度；在一种可能的实现中，所述视线角误差限制范围的配置过程，包括：采用基于伯努利混沌映射算法，得到初始化的侧向飞行方位误差的上下边界值、所述视线角误差限制范围的常值和所述该误差限制范围小于预设范围时的飞行器转折速度；利用灰狼优化算法，对初始化的侧向飞行方位误差的上下边界值、所述常值和所述转折速度进行处理，获取所述视线角误差限制范围，所述视线角误差限制范围包括优化的侧向飞行方位误差的上下边界值、所述常值和所述飞行器转折速度。
10.第二方面，提供了一种高超声速飞行器的能量管控再入制导装置，该装置可以包括：获取单元，用于在高超声速飞行器处于再入滑翔段内时，实时获取所述高超声速飞行器的飞行状态信息；以及，在确定所述飞行状态信息满足预设的再入滑翔段飞行条件后，基于所述飞行状态信息，获取所述高超声速飞行器在再入滑翔段终点的预测飞行能量；控制调节单元，用于若所述预测飞行能量不小于配置的所述再入滑翔段终点的飞行能量，则对飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第一控制调节，以控制所述高超声速飞行器在所述再入滑翔段内进行左右摆动机动；以及，若所述预测飞行能量小于配置的所述再入滑翔段终点的飞行能量，则对所述飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第二控制调节，以控制所述高超声速飞行器在所述再入滑翔段内以最优升阻比攻角及倾侧角为0的情况下运动，所述最优升阻比攻角为所述飞行状态信息中的飞行器升力和飞行器阻力达到最大比值时对应的攻角。
11.第三方面，提供了一种电子设备，该电子设备包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，处理器，通信接口，存储器通过通信总线完成相互间的通信；存储器，用于存放计算机程序；处理器，用于执行存储器上所存放的程序时，实现上述第一方面中任一所述的方法步骤。
12.第四方面，提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述第一方面中任一所述的方法步骤。
13.本技术实施例提供的一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法在高超声速飞行器处于再入滑翔段内时，实时获取其飞行状态信息；在确定飞行状态信息满足预设的再入滑翔段飞行条件后，基于飞行状态信息，获取高超声速飞行器在再入滑翔段终点的预测飞行能量；若预测飞行能量不小于配置的所述再入滑翔段终点的预设飞行能量，则对飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第一控制调节，以控制高超声速飞行器在所述再入滑翔段内进行左右摆动机动；若预测飞行能量小于配置的再入滑翔段终点的预设飞行能量，则对飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第二控制调节，以控制高超声速飞行器在所述再入滑翔段内以最优升阻比攻角及倾侧角为0的情况下运动。该方法能够在高超声速飞行器再入滑翔段进行实时在线能量自适应制导，通过能量预测反馈技术进行再入滑翔段能量管控，提高了超声速飞行器的落点精度。
附图说明
14.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对本技术实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
15.图1为本技术实施例提供的一种灰狼种群层级结构示意图；图2为本技术实施例提供的一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法的流程示意图；图3为本技术实施例提供的一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法的过程示意图；图4为本技术实施例提供的一种高超声速飞行器的能量管控再入制导装置的结构示意图；图5为本技术实施例提供的一种电子设备的结构示意图。
具体实施方式
16.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本技术一部分实施例，并不是全部的实施例。基于本技术实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
17.本技术实施例中所提到的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括其他没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其他步骤或单元。
18.为了方便理解，下面对本技术实施例中涉及的名词进行解释：航天再入制导，是控制飞行器再入滑翔段的飞行状态，以满足下一段飞行的要求。再入制导的任务是使飞行器在优良的热力学环境中飞行，并精确地满足各种约束。
19.灰狼优化算法是受到了灰狼捕食猎物活动的启发而开发的一种优化搜索方法，它具有较强的收敛性能、参数少、易实现等特点，已成功被应用于参数优化。原始灰狼优化算法如下：灰狼算法模拟了自然界灰狼的领导层级和狩猎制度：其具有如金字塔般的等级制度，如图1所示。
20.第一层：层狼群。负责带领整个狼群狩猎猎物，即优化算法中的最优解。
21.第二层：层狼群。负责协助狼群，即优化算法中的次优解。
22.第三层：层狼群。听从和的命令和决策，负责侦查、放哨等。适应度差的 和会降为。
23.第四层：层狼群。追随上面三层狼群行动。
24.灰狼的狩猎过程包含如下：
①
跟踪、接近猎物
②
包围、追捕猎物
③
攻击猎物。在狩猎过程中，灰狼围捕猎物的行为定义为：
为灰狼和猎物之间的距离, 和分别是猎物的位置和灰狼的位置，为迭代次数，和为确定的系数, 是收敛因子，随着迭代次数，从2线性减小到0，和为随机数。
25.灰狼个体跟踪层狼群、层狼群、层狼群的数学模型描述如下：层狼群的数学模型描述如下：分别表示灰狼个体跟踪层狼群、层狼群、层狼群的距离。
26.灰狼个体受狼群、层狼群、层狼群影响需要调整的位置为：式中： 分别表示当前种群中狼群、层狼群、层狼群的位置向量；表示灰狼的位置向量；分别表示当前候选灰狼与最优三条狼之间的距离；当时，灰狼之间尽量分散在各区域并搜寻猎物。当时，灰狼将集中搜索某个或某些区域的猎物。
27.目前在高超声速飞行器再入制导的研究中，学者更关注于强耦合、快时变以及多约束复杂非线性条件下的在线制导策略设计，重点解决解析解与数值解的矛盾问题以及可行解与优化解的效率决策问题，而能量管控作为飞行器落点精度的主要约束技术，具有相当的研究前景。本技术实施例提供的高超声速飞行器的能量管控再入制导方法，能够自适应能量管控制导技术，更科学合理地设计高超声速飞行器再入轨迹，优化其落点精度，提高制导律的任务适应性，以克服现有技术中由于飞行环境扰动，及飞行器自身参数偏差等问题，导致的制导落点精度低，及制导律任务适应性较弱的问题，以实现在线的高超声速飞行器再入制导。
28.以下结合说明书附图对本技术的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本技术，并不用于限定本技术，并且在不冲突的情况下，本申
请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
29.图2为本技术实施例提供的一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法的流程示意图。如图2所示，该方法可以包括：步骤s210、在高超声速飞行器处于再入滑翔段内时，实时获取高超声速飞行器的飞行状态信息。
30.在执行该步骤之前，需要创建再入飞行动力学建模，模型数据可以采用公开发表的通用航空飞行器（common aero vehicle，cav）中的高升力体cav-h模型为研究对象，三维空间内，高超声速飞行器滑翔段（或称“再入滑翔段”）在航迹坐标系下的运动模型，如下公式（1.1）所示：（1.1）其中，表示高超声速飞行器质心相对于地球的地心距，h为飞行器地表高度, 为地球半径，表示经度，表示纬度，表示飞行器相对旋转地球的速度、表示从北向顺时针量起的速度方位角，表示速度倾角，t为飞行时间，m表示飞行器质量，ρ表示飞行器当前所处高度的大气密度，表示地球的自转角速度，表示飞行器参考面积，表示地球引力常数，和分别表示为飞行器阻力系数和升力系数, 为倾侧角。
31.阻力和升力的具体表达式如下所示：
ꢀꢀ
（1.2）
ꢀꢀꢀ
（1.3）公式（1.2）-公式（1.3）中，v表示飞行器相对旋转地球的速度，表示高超声速飞行器的参考面积，,表示飞行器当前所处高度的大气密度；和分别表示为飞行器阻力系数和升力系数，根据cav-h公开资料，对气动力数据进行插值拟合，将阻力系数和升力系数都定义为关于攻角的函数：
ꢀꢀꢀ
（1.4）
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
（1.5）在后续实现中，为便于分析，对高超声速飞行器滑翔段三维空间运动模型中的变量都做无量纲化处理。
32.进一步的，在高超声速飞行器滑翔段实时获取该飞行器的飞行状态信息；飞行状态信息可以包括倾侧角、攻角、飞行器速度等该飞行器的上述各状态量。
33.步骤s220、检测飞行状态信息是否满足预设的再入滑翔段飞行条件，且高超声速飞行器是否处于再入滑翔段终点。
34.若检测出飞行状态信息满足预设的再入滑翔段飞行条件，且高超声速飞行器未处于再入滑翔段终点，则执行步骤s230。否则，结束本技术实施例的再入制导流程。
35.其中，预设的再入滑翔段飞行条件包括再入过程约束和伪平衡滑翔条件；再入过程约束包括热流约束、过载约束和动压约束。
36.（1）再入过程约束再入飞行走廊：可定义为高超声速飞行器安全再入所必须满足的各种约束条件的交集，进而可以确定飞行过程中控制变量倾侧角的变化范围，所以确定再入飞行走廊是cav-h滑翔段轨迹规划的首要工作。
37.再入飞行走廊：主要由高超声速飞行器滑翔段飞行过程中受到的过程约束组成，主要有以下约束：a、热流约束：
ꢀꢀꢀꢀꢀ
（1.6）式中，为飞行器头部驻点热流密度，常数，为大气密度，热流密度单位为，飞行器可以承受的最大热流密度。
38.b、过载约束：
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（1.7）式中，n为飞行器受到的法向气动过载，飞行器可以承受的最大过载，g为当地的重力加速度。
39.c、动压约束：
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（1.8）式中，飞行器承受的动压q，飞行器可以承受的最大动压s。
40.考虑到大气密度ρ的模型可以采用简化的指数形式：
ꢀꢀꢀꢀ
（1.9）其中，，表示海平面的大气密度；；，，表示地球半径，r为高超声速飞行器质心相对于地球的地心距。
41.将公式（1.9）代入公式（1.6）-公式（1.8）中，可以得到：
ꢀ
（1.10）其中，h是对飞行器地表高度的限制，飞行器地表高度h∈h；综上，过程约束组合，即为再入飞行走廊的下边界。
42.（2）伪平衡滑翔条件考虑到牵连加速度对飞行器的影响远远小于科氏加速度，故本技术实施例在伪平衡滑翔条件中忽略牵连加速度项。
43.而升力体飞行器的大部分再入轨迹，航迹倾斜角通常很小，并且变化相对很慢。即令，得：
ꢀꢀꢀꢀꢀ
（1.11）公式（1.11）即为伪平衡滑翔条件（quasi-equilibrium guide condition，qegc）。在理论上来说，只要受到足够的空气升力，公式（1.11）就可以保证飞行轨迹绝对平直。
44.步骤s230、基于飞行状态信息，获取高超声速飞行器在再入滑翔段终点的预测飞行能量。
45.基于飞行状态信息中的速度倾角和飞行器阻力，确定射程的航程量；航程量可以表示为：。
46.基于航程量，确定高超声速飞行器在再入滑翔段终点的预测飞行能量e
tf
。
47.步骤s240、基于预测飞行能量和配置的再入滑翔段终点的预设飞行能量，对行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行控制调节。
48.（1）若预测飞行能量e
tf
不小于配置的再入滑翔段终点的预设飞行能量ef，则对飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第一控制调节，以控制高超声速飞行器在再入滑翔段内进行左右机动。
49.对于当前攻角：基于配置的不同马赫数与不同攻角的映射关系表，获取映射关系中高超声速飞行器的当前马赫数对应的目标攻角，并将当前攻角调节为述目标攻角。
50.本技术实施例提供一种攻角剖面，其是基于最远射程的攻角变化规律，设计高超声速飞行器如，cav-h的攻角曲线为关于速度的分段线性函数，即映射关系表可以表示为：
ꢀꢀꢀꢀ
（1.12）式中，ma为当前飞行器的马赫数，为分段函数中的节点攻角。马赫数是速度与音速的比值。
51.对于当前倾侧角：首先，基于预设的能量约束条件，对当前倾侧角的幅值进行调节。具体的，本技术实施例提供了一种基于能量预测反馈的纵向平面轨迹设计：纵向平面制导律设计的目的是确定控制量倾侧角的幅值，定义如下式（1.13）的归一化能量：
ꢀꢀꢀꢀ
（1.13）其中，v为飞行器相对旋转地球的速度，以能量为约束的纵向平面制导律设计如下所示，即预设的能量约束条件： （1.14）式中，为预测的满足再入滑翔段终点能量的射程，其是关于倾侧角ν变化的量，s为实际距离再入滑翔段终点的剩余射程，分别为预设的再入滑翔段终点时刻的经度和纬度，θ为速度倾角，为地球半径，ψ、λ分别为当前时刻的纬度和经度，d为飞行器阻力，r为高超声速飞行器质心相对于地球的地心距。
52.本技术实施例采用变步长迭代法，在每轮制导周期内，对公式（1.14）进行求解，得到满足能量约束的倾侧角幅值。
53.其次，基于高超声速飞行器的视线角和飞行状态信息中的当前速度方位角的偏差，确定当前视线角误差。其中，视线角为高超声速飞行器的当前位置与再入滑翔段终点位置的偏差角度。
54.具体的，本技术实施例提供了一种基于改进灰狼优化算法的侧向平面制导律设计。侧向轨迹设计的目的是为了确定倾侧角的符号，使得飞行轨迹满足终端位置和方位角约束。基于侧向方位误差走廊的侧向轨迹设计方法，确定倾侧角的符号。
55.定义视线角为飞行器当前位置与再入滑翔段终点的偏差角程度，其表达式见下
式：
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（1.15）视线角误差定义为视线角与从北向顺时针量起的速度方位角的偏差，其表达式见下式：
ꢀꢀꢀ
（1.16）最后，基于确定的当前视线角误差和配置的视线角误差限制范围，对当前倾侧角的符号进行调节，其中，配置的视线角误差限制范围是基于伯努利混沌映射改进的灰狼优化算法确定的，配置的视线角误差限制范围用于控制高超声速飞行器的侧向方位。
56.具体的，若确定的当前视线角误差超出配置的视线角误差限制范围，则视为飞行器与终端偏差过大，需要反转倾侧角的符号来校正轨迹，否则，则不需要反转倾侧角的符号。
57.进一步的，配置的视线角误差限制范围可以表示为：
ꢀꢀ
（1.17）其中，、分别表示侧向飞行方位误差的上下边界值，、表示视线角误差限制范围的常值，且满足，表示该误差限制范围小于预设范围时的飞行器转折速度，v0表示初始飞行器速度，v
end
表示再入滑翔段终点的飞行器速度。
58.需要说明的是，视线角误差限制范围中的参数可以根据业务经验进行预先配置，但为了抑制能量耗散时倾侧角v的震荡，可以基于伯努利混沌映射改进的灰狼优化算法对视线角误差限制范围中的参数进行优化选取。由此该视线角误差限制范围的配置过程可以包括：采用基于伯努利混沌映射算法，得到初始化的侧向飞行方位误差的上下边界值、视线角误差限制范围的常值和所述该误差限制范围小于预设范围时的飞行器转折速度；利用灰狼优化算法，对初始化的侧向飞行方位误差的上下边界值、常值和转折速度进行处理，获取视线角误差限制范围，该视线角误差限制范围包括优化的侧向飞行方位误差的上下边界值、常值和飞行器转折速度。
59.初始化是影响灰狼优化算法效率的重要因素，传统灰狼优化算法采用随机数的方式来初始化参与搜索的个体，这种方法会造成搜索效率的极大降低，而飞行器再入制导对算法的实时性要求极高，故而本技术实施例采用基于伯努利混沌映射的方式来初始化种群位置，一般的混沌映射被用于生成混沌序列，具有特征：非线性、对初值的敏感依赖性、遍历性、随机性、奇异吸引子（混沌吸引子）和普适性。伯努利混沌映射定义见下式：
之后，将调节后的攻角和倾侧角作为控制量，利用公式（1.1）的运动模型，确定新的飞行状态信息，以控制高超声速飞行器基于新的飞行状态信息在再入滑翔段内进行左右机动。
60.（2）若预测飞行能量e
tf
小于配置的再入滑翔段终点的预设飞行能量ef，则对飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行第二控制调节，以控制高超声速飞行器在再入滑翔段内在最优升阻比攻角及倾侧角为0的情况下运动。
61.对于当前倾侧角：将当前倾侧角调节为零；对于当前攻角：获取再入滑翔段内滑翔过程中飞行状态信息中飞行器升力和飞行器阻力的最大升阻比值；并将当前攻角调节为该最大升阻比值对应的攻角。
62.依据公式（1.4）和公式（1.5）可知，飞行器升力的升力系数和飞行器阻力的阻力系数均与攻角相关，故在确定飞行器升力和飞行器阻力的最大升阻比值时，升力系数和阻力系数中的攻角为唯一值。
63.之后，将调节后的攻角和倾侧角作为控制量，利用公式（1.1）的运动模型，确定新的飞行状态信息，以控制高超声速飞行器基于新的飞行状态信息在再入滑翔段内以最优升阻比攻角及倾侧角为0的情况下运动。
64.进一步的，还需要实时检测高超声速飞行器的位置是否处于再入滑翔段的终点，若是，则结束本技术的再入制导流程。
65.图3为本技术实施例提供的一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法的过程示意图。如图3所示，该过程可以包括：开始时，实时获取高超声速飞行器的飞行状态信息和高超声速飞行器的当前位置；检测当前位置是否为再入滑翔段终点；若是，则结束；若否，则检测飞行状态信息是否满足再入过程约束条件和伪平衡滑翔条件；若满足，则获取高超声速飞行器在再入滑翔段终点的预测飞行能量e
tf
，其中，具体获取方式可根据图2中的相应步骤，本技术实施例在此不做赘述。
66.判断预测飞行能量e
tf
是否不小于预设飞行能量ef；若否，则对当前倾侧角和当前攻角进行第二控制调节，即将当前倾侧角调节为零，并将当前攻角调节为飞行器升力和飞行器阻力的最大升阻比值对应的攻角。其中，具体获取方式可根据图2中的相应步骤获取，本技术实施例在此不做赘述。
67.若是，则对当前倾侧角和当前攻角进行第一控制调节，即基于配置的不同马赫数与不同攻角的映射关系，获取映射关系中当前马赫数对应的目标攻角，并将当前攻角调节为目标攻角；以及，基于预设的能量约束条件，对当前倾侧角的幅值进行调节；并基于确定的当前视线角误差和基于伯努利混沌映射改进的灰狼优化算法配置的视线角误差限制范围，对当前倾侧角的符号进行调节。其中，具体当前视线角误差的获取方式可根据图2中的相应步骤获取，本技术实施例在此不做赘述。
interconnect，pci）总线或扩展工业标准结构（extended industry standard architecture，eisa）总线等。该通信总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
75.通信接口用于上述电子设备与其他设备之间的通信。
76.存储器可以包括随机存取存储器（random access memory，ram），也可以包括非易失性存储器（non-volatile memory，nvm），例如至少一个磁盘存储器。可选的，存储器还可以是至少一个位于远离前述处理器的存储装置。
77.上述的处理器可以是通用处理器，包括中央处理器（central processing unit，cpu）、网络处理器（network processor，np）等；还可以是数字信号处理器（digital signal processing，dsp）、专用集成电路（application specific integrated circuit，asic）、现场可编程门阵列（field-programmable gate array，fpga）或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。
78.由于上述实施例中电子设备的各器件解决问题的实施方式以及有益效果可以参见图2所示的实施例中的各步骤来实现，因此，本技术实施例提供的电子设备的具体工作过程和有益效果，在此不复赘述。
79.在本技术提供的又一实施例中，还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质中存储有指令，当其在计算机上运行时，使得计算机执行上述实施例中任一所述的高超声速飞行器的能量管控再入制导方法。
80.在本技术提供的又一实施例中，还提供了一种包含指令的计算机程序产品，当其在计算机上运行时，使得计算机执行上述实施例中任一所述的高超声速飞行器的能量管控再入制导方法。
81.本领域内的技术人员应明白，本技术实施例中的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术实施例中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，本技术实施例中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。
82.本技术实施例中是参照根据本技术实施例中实施例的方法、设备（系统）、和计算机程序产品的流程图和／或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和／或方框图中的每一流程和／或方框、以及流程图和／或方框图中的流程和／或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备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。
83.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。
84.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。
85.尽管已描述了本技术实施例中的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本技术实施例中范围的所有变更和修改。
86.显然，本领域的技术人员可以对本技术实施例中实施例进行各种改动和变型而不脱离本技术实施例中实施例的精神和范围。这样，倘若本技术实施例中实施例的这些修改和变型属于本技术实施例中权利要求及其等同技术的范围之内，则本技术实施例中也意图包含这些改动和变型在内。