可重復(fù)使用運(yùn)載器亞軌道再入段制導(dǎo)與控制技術(shù)研究.pdf

1、可重復(fù)使用運(yùn)載器(RLV)亞軌道飛行試驗，用于驗證其在高空高馬赫數(shù)下的總體，氣動力/氣動、制導(dǎo)與控制等關(guān)鍵技術(shù)。RLV由母機(jī)攜帶投放，經(jīng)發(fā)動機(jī)助推后達(dá)到高度72kin、馬赫數(shù)6左右，并無動力返回水平著陸。亞軌道再入段是指從最高點(diǎn)開始無動力下滑，到達(dá)末端區(qū)域能量管理段(TAEM)的飛行過程。亞軌道再入段飛行約束強(qiáng)、動力學(xué)特性復(fù)雜，為保證安全到達(dá)TAEM段入口，本文研究其制導(dǎo)與控制的關(guān)鍵問題。
　　 亞軌道再入段的高度和速度介于軌道

2、再入段和TAEM段之間，本文將飛行過程分為三個階段：迎角恢復(fù)段、過載保持段和迎角過渡段。迎角恢復(fù)段保持常值大迎角下滑，抑制下沉率并建立過載。當(dāng)過載達(dá)到預(yù)定值時轉(zhuǎn)入過載保持段，保持固定過載飛行，下沉率逐漸減小。當(dāng)下沉速率小于預(yù)定值時進(jìn)入迎角過渡段，迎角過渡段用于降低迎角和過載并過渡到TAEM段。本文按飛行階段展開制導(dǎo)技術(shù)研究，并研究大迎角橫側(cè)向控制技術(shù)。
　　 迎角恢復(fù)段和過載保持段制導(dǎo)的主要任務(wù)是滿足動壓約束。該階段下沉率決定動

3、壓變化率，只能通過迎角或過載控制下沉率間接控制動壓。考慮飛行約束，給出了基于迎角指令和過載指令的軌跡設(shè)計方法。針對初始狀態(tài)偏差和氣動偏差對動壓的影響，提出了根據(jù)初始高度調(diào)整迎角指令和過載指令的制導(dǎo)策略，并給出了根據(jù)下沉率偏差補(bǔ)償過載指令和迎角恢復(fù)段跟蹤下沉率的制導(dǎo)策略。返回最高點(diǎn)的高度和速度超出一定范圍時，制導(dǎo)將無法滿足動壓約束，本文用返回高度上邊界描述制導(dǎo)能力的限制，并給出了高度上邊界的算法。
　　 為提高制導(dǎo)的自適應(yīng)能力，在

4、迎角恢復(fù)段和過載保持段研究了基于動壓的預(yù)測-校正法制導(dǎo)。利用質(zhì)點(diǎn)動力學(xué)方程積分實時預(yù)測動壓峰值，根據(jù)動壓偏差以迭代法在線校正迎角指令和過載指令。動壓峰值與迎角指令、過載指令間的單調(diào)關(guān)系保證了制導(dǎo)律的安全性。
　　 迎角過渡段的制導(dǎo)任務(wù)是滿足末端高度和速度約束。為避免軌跡跳躍和保證航程要求，進(jìn)入迎角過渡段的時機(jī)與高度、馬赫數(shù)和過載有關(guān)，本文根據(jù)地面仿真設(shè)計切換時機(jī)。為保證TAEM段的窗口約束，以基于動壓剖面的規(guī)劃方法設(shè)計迎角過渡段

5、軌跡。本文給出了高度-動壓剖面的線性規(guī)劃方法，以及高度-航程剖面的解析算法。
　　 迎角恢復(fù)段和過載保持段以大迎角下滑，導(dǎo)致荷蘭滾穩(wěn)定性下降、副翼控制滾轉(zhuǎn)反極性。而且偏航角速率到方向舵反饋的阻尼失效，方向舵的操縱補(bǔ)償難以改善副翼的操縱性能。本文分析大迎角橫側(cè)向控制特性，研究了非常規(guī)的“副翼增穩(wěn)荷蘭滾，方向舵增穩(wěn)滾轉(zhuǎn)模態(tài)和控制滾轉(zhuǎn)角”策略，其中氣動舵面的作用與傳統(tǒng)的控制角色完全相反。仿真表明該控制策略符合RLV大迎角高馬赫數(shù)下的氣