升力式再入飛行器再入制導(dǎo)與末端能量管理研究.pdf

1、本文跟蹤升力式再入飛行器的研究進(jìn)展，以工程應(yīng)用為目標(biāo)，對(duì)升力式再入飛行器的最新發(fā)展、再入制導(dǎo)方法和末端能量管理（Terminal Area Energy Management，TAEM）方法進(jìn)行研究。
　　針對(duì)新一代升力式再入飛行器的發(fā)展特點(diǎn)，詳細(xì)調(diào)研了目前世界各軍事航天強(qiáng)國發(fā)展的多種升力式可重復(fù)使用飛行器和升力式再入打擊飛行器，并分析了其關(guān)鍵技術(shù)和未來發(fā)展趨勢(shì)。
　　以研究升力式飛行器再入飛行特性為研究目的，考慮地球自轉(zhuǎn)和

2、扁率的影響，建立了升力式飛行器的再入動(dòng)力學(xué)模型。在此基礎(chǔ)上，參考現(xiàn)有航天飛機(jī)和飛船返回艙的再入駐點(diǎn)熱流、過載、動(dòng)壓和控制等方面的約束，計(jì)算了給定升力式飛行器的再入走廊。
　　為了給出適應(yīng)新一代升力式再入飛行器的再入制導(dǎo)方法，詳細(xì)分析了目前最為適用的航天飛機(jī)再入制導(dǎo)方法。針對(duì)航天飛機(jī)再入制導(dǎo)方法的缺點(diǎn)，目前再入制導(dǎo)發(fā)展的主要方向是在線軌跡規(guī)劃技術(shù)，以提高飛行器返回時(shí)的安全性和任務(wù)適應(yīng)性。本文在參考多種再入制導(dǎo)方法的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)改進(jìn)的

3、加速度制導(dǎo)方法中的軌跡規(guī)劃算法來在線生成參考軌跡，并采用了航天飛機(jī)再入制導(dǎo)的軌跡跟蹤算法進(jìn)行仿真驗(yàn)證，仿真結(jié)果檢驗(yàn)了方法的有效性。
　　為了實(shí)現(xiàn)升力式飛行器再入飛行后安全準(zhǔn)確地降落在指定的機(jī)場(chǎng)跑道，末端能量管理段制導(dǎo)是關(guān)鍵。在參考航天飛機(jī)TAEM軌跡規(guī)劃方法的基礎(chǔ)上，將TAEM段軌跡的規(guī)劃問題轉(zhuǎn)化為由四個(gè)幾何參數(shù)確定的軌跡優(yōu)化問題，在給出的性能指標(biāo)下，通過優(yōu)化算法得到了可行的TAEM段優(yōu)化軌跡。最后用設(shè)計(jì)的TAEM段軌跡跟蹤算法對(duì)