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(yàn)，用于驗(yàn)證其在高空高馬赫數(shù)下的總體，氣動(dòng)力/氣動(dòng)、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(dòng)機(jī)助推后達(dá)到高度72kin、馬赫數(shù)6左右，并無(wú)動(dòng)力返回水平著陸。亞軌道再入段是指從最高點(diǎn)開(kāi)始無(wú)動(dòng)力下滑，到達(dá)末端區(qū)域能量管理段(TAEM)的飛行過(guò)程。亞軌道再入段飛行約束強(qiáng)、動(dòng)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(wèn)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(guò)程分為三個(gè)階段：迎角恢復(fù)段、過(guò)載保持段和迎角過(guò)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(guò)載。當(dāng)過(guò)載達(dá)到預(yù)定值時(shí)轉(zhuǎn)入過(guò)載保持段，保持固定過(guò)載飛行，下沉率逐漸減小。當(dāng)下沉速率小于預(yù)定值時(shí)進(jìn)入迎角過(guò)渡段，迎角過(guò)渡段用于降低迎角和過(guò)載并過(guò)渡到TAEM段。本文按飛行階段展開(kāi)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(guò)載保持段制導(dǎo)的主要任務(wù)是滿(mǎn)足動(dòng)壓約束。該階段下沉率決定動(dòng)

3、壓變化率，只能通過(guò)迎角或過(guò)載控制下沉率間接控制動(dòng)壓?？紤]飛行約束，給出了基于迎角指令和過(guò)載指令的軌跡設(shè)計(jì)方法。針對(duì)初始狀態(tài)偏差和氣動(dòng)偏差對(duì)動(dòng)壓的影響，提出了根據(jù)初始高度調(diào)整迎角指令和過(guò)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(guò)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(shí)，制導(dǎo)將無(wú)法滿(mǎn)足動(dòng)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(guò)載保持段研究了基于動(dòng)壓的預(yù)測(cè)-校正法制導(dǎo)。利用質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)方程積分實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)動(dòng)壓峰值，根據(jù)動(dòng)壓偏差以迭代法在線(xiàn)校正迎角指令和過(guò)載指令。動(dòng)壓峰值與迎角指令、過(guò)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(guò)渡段的制導(dǎo)任務(wù)是滿(mǎn)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(guò)渡段的時(shí)機(jī)與高度、馬赫數(shù)和過(guò)載有關(guān)，本文根據(jù)地面仿真設(shè)計(jì)切換時(shí)機(jī)。為保證TAEM段的窗口約束，以基于動(dòng)壓剖面的規(guī)劃方法設(shè)計(jì)迎角過(guò)渡段

5、軌跡。本文給出了高度-動(dòng)壓剖面的線(xiàn)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(guò)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(dòng)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