航天器返回再入飛行軌跡優(yōu)化及制導(dǎo)控制.pdf

1、本論文研究航天器從原運(yùn)行軌道飛行到地面的返回再入問(wèn)題，就航天器脫離原軌道機(jī)動(dòng)、最優(yōu)返回軌道設(shè)計(jì)及航天器再入終跡圈等問(wèn)題進(jìn)行了一系列研究工作。
　　航天器返回軌道設(shè)計(jì)主要包括兩個(gè)階段：離軌段和再入段。返回軌道優(yōu)化為防熱、結(jié)構(gòu)、控制系統(tǒng)和動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及慣導(dǎo)解算提供彈道參數(shù)，同時(shí)也為地面測(cè)控、回收等提供信息支持。
　　論文在航天器返回第一階段離軌段，為了準(zhǔn)確到達(dá)再入點(diǎn)，并滿足相應(yīng)的再入接口條件，針對(duì)航天器離軌制動(dòng)問(wèn)題，通過(guò)選擇發(fā)

2、動(dòng)機(jī)變軌時(shí)刻，以及發(fā)動(dòng)機(jī)離軌過(guò)程中工作時(shí)間最短來(lái)達(dá)到燃料消耗量最小的優(yōu)化指標(biāo)，采用高斯偽譜法對(duì)離軌飛行軌跡進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨機(jī)輸出誤差、制動(dòng)與過(guò)渡段飛行過(guò)程中的各種約束條件，設(shè)計(jì)一種三維小推力矢量控制方案。在航天器返回再入第二階段再入段，針對(duì)10.8km/s的再入速度，在滿足航天器氣動(dòng)加熱率，過(guò)載等約束條件及航天器的總體特性要求下，對(duì)不同再入軌跡優(yōu)化方案進(jìn)行了比較分析。
　　航天器再入終跡圈是航天器最大航程的體現(xiàn)，研