升力體航天器離軌再入軌跡設(shè)計(jì)與制導(dǎo)方法研究.pdf

1、升力體航天器具備在空間快速離軌制動(dòng)，在大氣層內(nèi)高超聲速遠(yuǎn)距離滑翔的能力，是未來(lái)天地往返運(yùn)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(duì)離軌軌道和再入軌跡的設(shè)計(jì)與制導(dǎo)問(wèn)題開(kāi)展研究，主要研究?jī)?nèi)容包括：
　　升力體航天器離軌窗口設(shè)計(jì)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(duì)離軌窗口的影響；然后研究了軌道機(jī)動(dòng)調(diào)相的方法，使在軌道上任意位置的飛行器能盡快進(jìn)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(duì)特征速度不超過(guò)150m/s，初始軌道為400km高度的圓軌道情況進(jìn)行了仿真。針對(duì)不同初始位置的大樣本數(shù)據(jù)分析表明，在軌等待時(shí)間最長(zhǎng)為43.27h，其中24h內(nèi)能進(jìn)入離軌制動(dòng)窗口的占77.06％，等待時(shí)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(jìn)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(jìn)而實(shí)現(xiàn)了

3、兩點(diǎn)邊值問(wèn)題的求解。后者基于使能量與動(dòng)量矩以近似相等的相對(duì)速率減小的思路，提出了制動(dòng)段推力沿速度的反向施加，制動(dòng)段與自由飛行段之間的切換由特征函數(shù)進(jìn)行判別的離軌軌道規(guī)劃方法。針對(duì)不同初始軌道高度的數(shù)值仿真驗(yàn)證了所提方法的有效性。
　　研究了單沖量離軌問(wèn)題的臨界高度，并將其推廣到有限推力離軌問(wèn)題中。從解的存在性角度出發(fā)，證明了單次沖量式制動(dòng)的臨界高度僅與再入接口條件有關(guān)。對(duì)于臨界高度以下的軌道，直接采用速度增益制導(dǎo)方法即可進(jìn)行制導(dǎo)指

4、令的解算。針對(duì)使用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器離軌制導(dǎo)問(wèn)題，提出了將速度增益制導(dǎo)與隨機(jī)剩余燃料耗散相結(jié)合的混合離軌制導(dǎo)方法。根據(jù)再入接口條件，給出了基于標(biāo)準(zhǔn)推力的剩余視速度模量預(yù)測(cè)與能量管理模型；重點(diǎn)推導(dǎo)了連續(xù)推力條件下飛行器能量與動(dòng)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(guò)控制攻角方向切換來(lái)控制能量的隨機(jī)剩余燃料耗散方法。
　　軌道高度大于臨界高度的離軌制導(dǎo)問(wèn)題，提出了基于能量與動(dòng)量矩指標(biāo)的兩次“制-滑”離軌制導(dǎo)方法?；?/p>

5、使飛行器的能量與動(dòng)量矩以同樣的相對(duì)速度減小的思路導(dǎo)出了制導(dǎo)方程，得到了首次制動(dòng)時(shí)推力始終與速度方向相反，二次制動(dòng)根據(jù)制導(dǎo)方程進(jìn)行導(dǎo)引的制導(dǎo)方法?；诓煌叨群驮偃虢涌跅l件的離軌制導(dǎo)仿真結(jié)果表明，該方法計(jì)算量小，對(duì)初始偏差有較好的適應(yīng)能力，可有效解決單次“制-滑”無(wú)法實(shí)現(xiàn)的離軌制導(dǎo)問(wèn)題。
　　航天器初始下降段和平衡滑翔段的軌跡優(yōu)化問(wèn)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(duì)兩段飛

6、行軌跡進(jìn)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(shí)間的分段常數(shù)，通過(guò)對(duì)這些待定常數(shù)的優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)了初始下降段軌跡的快速優(yōu)化。hp自適應(yīng)偽譜法能對(duì)軌跡分段數(shù)目和插值多項(xiàng)式的階次進(jìn)行自適應(yīng)的調(diào)節(jié)，適用于大規(guī)模和高度復(fù)雜的軌跡優(yōu)化問(wèn)題，將其用于平衡滑翔段軌跡的優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)了復(fù)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(dǎo)問(wèn)題。飛行器在初始下降段的機(jī)動(dòng)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