升力體航天器離軌再入軌跡設計與制導方法研究.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)高超聲速遠距離滑翔的能力，是未來天地往返運載系統(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計與制導問題開展研究，主要研究內(nèi)容包括：
　　升力體航天器離軌窗口設計方法。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；然后研究了軌道機動調(diào)相的方法，使在軌道上任意位置的飛行器能盡快進入離軌窗口；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，在軌等待時間最長為43.27h，其中24h內(nèi)能進入離軌制動窗口的占77.06％，等待時間大于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，進而實現(xiàn)了

3、兩點邊值問題的求解。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方法即可進行制導指

4、令的解算。針對使用固體火箭發(fā)動機的飛行器離軌制導問題，提出了將速度增益制導與隨機剩余燃料耗散相結(jié)合的混合離軌制導方法。根據(jù)再入接口條件，給出了基于標準推力的剩余視速度模量預測與能量管理模型；重點推導了連續(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剩余燃料耗散方法。
　　軌道高度大于臨界高度的離軌制導問題，提出了基于能量與動量矩指標的兩次“制-滑”離軌制導方法?；?/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出了制導方程，得到了首次制動時推力始終與速度方向相反，二次制動根據(jù)制導方程進行導引的制導方法。基于不同高度和再入接口條件的離軌制導仿真結(jié)果表明，該方法計算量小，對初始偏差有較好的適應能力，可有效解決單次“制-滑”無法實現(xiàn)的離軌制導問題。
　　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)角離散為時間的分段常數(shù)，通過對這些待定常數(shù)的優(yōu)化，實現(xiàn)了初始下降段軌跡的快速優(yōu)化。hp自適應偽譜法能對軌跡分段數(shù)目和插值多項式的階次進行自適應的調(diào)節(jié)，適用于大規(guī)模和高度復雜的軌跡優(yōu)化問題，將其用于平衡滑翔段軌跡的優(yōu)化，實現(xiàn)了復雜控制規(guī)律的快速求解。
　　航天器初始下降段和平衡滑翔段的制導問題。飛行器在初始下降段的機動能力很小，傳統(tǒng)的D-V剖面跟蹤法能很好地滿足以終端速度