升力體航天器離軌再入軌跡設(shè)計(jì)與制導(dǎo)方法研究.pdf

1、升力體航天器具備在空間快速離軌制動，在大氣層內(nèi)高超聲速遠(yuǎn)距離滑翔的能力，是未來天地往返運(yùn)載系統(tǒng)的重要組成部分。本文以升力體航天器離軌再入為背景，針對離軌軌道和再入軌跡的設(shè)計(jì)與制導(dǎo)問題開展研究，主要研究內(nèi)容包括：
　　升力體航天器離軌窗口設(shè)計(jì)方法。首先，基于升力體航天器的大升阻比特性分析了再入段的縱程和橫程可調(diào)范圍對離軌窗口的影響；然后研究了軌道機(jī)動調(diào)相的方法，使在軌道上任意位置的飛行器能盡快進(jìn)入離軌窗口；最后，采用再入航程可調(diào)與軌

2、道調(diào)相相結(jié)合的方法對特征速度不超過150m/s，初始軌道為400km高度的圓軌道情況進(jìn)行了仿真。針對不同初始位置的大樣本數(shù)據(jù)分析表明，在軌等待時(shí)間最長為43.27h，其中24h內(nèi)能進(jìn)入離軌制動窗口的占77.06％，等待時(shí)間大于24h的占22.94%。
　　單次“制-滑”離軌軌道優(yōu)化方法和多次“制-滑”離軌軌道規(guī)劃方法。前者采用直接法和間接法相結(jié)合的思路，用“進(jìn)化算法+序列二次規(guī)劃方法”的組合優(yōu)化策略確定了協(xié)態(tài)變量的初值，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)了

3、兩點(diǎn)邊值問題的求解。后者基于使能量與動量矩以近似相等的相對速率減小的思路，提出了制動段推力沿速度的反向施加，制動段與自由飛行段之間的切換由特征函數(shù)進(jìn)行判別的離軌軌道規(guī)劃方法。針對不同初始軌道高度的數(shù)值仿真驗(yàn)證了所提方法的有效性。
　　研究了單沖量離軌問題的臨界高度，并將其推廣到有限推力離軌問題中。從解的存在性角度出發(fā)，證明了單次沖量式制動的臨界高度僅與再入接口條件有關(guān)。對于臨界高度以下的軌道，直接采用速度增益制導(dǎo)方法即可進(jìn)行制導(dǎo)指

4、令的解算。針對使用固體火箭發(fā)動機(jī)的飛行器離軌制導(dǎo)問題，提出了將速度增益制導(dǎo)與隨機(jī)剩余燃料耗散相結(jié)合的混合離軌制導(dǎo)方法。根據(jù)再入接口條件，給出了基于標(biāo)準(zhǔn)推力的剩余視速度模量預(yù)測與能量管理模型；重點(diǎn)推導(dǎo)了連續(xù)推力條件下飛行器能量與動量矩的變化特性，提出了能量窗口的概念，并據(jù)此得出了通過控制攻角方向切換來控制能量的隨機(jī)剩余燃料耗散方法。
　　軌道高度大于臨界高度的離軌制導(dǎo)問題，提出了基于能量與動量矩指標(biāo)的兩次“制-滑”離軌制導(dǎo)方法?；?/p>

5、使飛行器的能量與動量矩以同樣的相對速度減小的思路導(dǎo)出了制導(dǎo)方程，得到了首次制動時(shí)推力始終與速度方向相反，二次制動根據(jù)制導(dǎo)方程進(jìn)行導(dǎo)引的制導(dǎo)方法。基于不同高度和再入接口條件的離軌制導(dǎo)仿真結(jié)果表明，該方法計(jì)算量小，對初始偏差有較好的適應(yīng)能力，可有效解決單次“制-滑”無法實(shí)現(xiàn)的離軌制導(dǎo)問題。
　　航天器初始下降段和平衡滑翔段的軌跡優(yōu)化問題。根據(jù)工程上的需要，依據(jù)高度范圍將再入段分為初始下降段和平衡滑翔段兩部分，并采用不同的直接法對兩段飛

6、行軌跡進(jìn)行了優(yōu)化。初始下降段的姿態(tài)調(diào)整范圍有限，可將攻角和傾側(cè)角離散為時(shí)間的分段常數(shù)，通過對這些待定常數(shù)的優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)了初始下降段軌跡的快速優(yōu)化。hp自適應(yīng)偽譜法能對軌跡分段數(shù)目和插值多項(xiàng)式的階次進(jìn)行自適應(yīng)的調(diào)節(jié)，適用于大規(guī)模和高度復(fù)雜的軌跡優(yōu)化問題，將其用于平衡滑翔段軌跡的優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)了復(fù)雜控制規(guī)律的快速求解。
　　航天器初始下降段和平衡滑翔段的制導(dǎo)問題。飛行器在初始下降段的機(jī)動能力很小，傳統(tǒng)的D-V剖面跟蹤法能很好地滿足以終端速度