探月返回跳躍式再入軌跡規(guī)劃與制導.pdf

1、月球探測一直是航天領(lǐng)域研究的熱點問題。對于無人月球探測任務來說，采樣返回是一項非常重要的技術(shù)。對于載人登月任務來說，定點返回技術(shù)更是事關(guān)航天員安全的關(guān)鍵技術(shù)之一。由于飛船升阻比較小，再入軌跡需通過跳躍方式獲得更大的飛行航程以降低過載峰值。論文針對跳躍式再入，對再入走廊、再入軌跡可達域、再入軌跡在線規(guī)劃等問題以及再入制導方案進行了系統(tǒng)研究，主要成果如下：
　　分析了跳躍式再入的軌跡特性。1）在跳躍式再入軌跡的各段對典型路徑約束的特點

2、以及它們之間的相互關(guān)系進行了分析，并在過載滿足約束的前提下推導了熱流密度和動壓的上限。對于再入軌跡優(yōu)化問題，應用分析結(jié)論可以在某些情況下減少路徑約束的個數(shù)。2）建立了考慮多種約束的跳躍式再入走廊求解優(yōu)化模型，并利用多初始點直接打靶法對問題進行了求解；3）建立了跳躍式再入軌跡可達域問題的優(yōu)化模型，并利用高斯偽譜法求解得到可達域邊界軌跡，并分析了再入初始條件對可達域的影響。
　　提出了三種不同的跳躍式再入軌跡在線規(guī)劃方法。1）利用跳躍

3、式再入的匹配漸進展開近似解，迭代得到初次再入段所需的參考縱向升阻比，然后利用實際狀態(tài)和近似解的差對其進行修正，得到初次再入段參考軌跡，二次再入段參考軌跡通過 Apollo末段制導算法得到。2）將初次再入段阻力加速度-速度曲線用四次多項式曲線來擬合，并利用初始點信息和猜測的跳出點信息，建立起關(guān)于四次多項式系數(shù)的線性方程組，求解得到初次再入段的阻力加速度曲線，再對其進行跟蹤得到初次再入段參考軌跡，二次再入段參考軌跡通過Apollo末段制導算

4、法得到。3）將軌跡規(guī)劃問題轉(zhuǎn)化為最優(yōu)控制問題，并采用狀態(tài)相關(guān)的黎卡提方程方法求解。針對狀態(tài)相關(guān)系數(shù)矩陣構(gòu)造困難且缺乏可操作性原則的特點，利用在線方法實時計算系數(shù)矩陣，而狀態(tài)相關(guān)黎卡提方程采用近似方法求解。得到的次優(yōu)軌跡在初次再入段通過線性反饋策略進行修正，二次再入段通過Apollo末段制導算法進行進一步修正，得到最終的參考軌跡。
　　研究了跳躍式再入標稱軌跡制導算法。1）設(shè)計了跳躍式再入標稱軌跡制導律的框架，初次再入段跟蹤參考阻力

5、加速度-速度或者阻力加速度-能量剖面，二次再入段采用 Apollo末段制導算法。2）研究給出了初次再入段阻力加速度-速度剖面的線性反饋跟蹤算法。線性反饋算法跟蹤阻力加速度和阻力加速度變化率，偏差動力學漸進穩(wěn)定，并根據(jù)阻力加速度曲線的性狀在高速區(qū)和低速區(qū)采用不同的反饋系數(shù)。3）研究給出了初次再入段阻力加速度-能量剖面的非線性預測控制跟蹤算法。將預測跟蹤誤差表示為依賴于控制量的截斷的泰勒展開式，然后尋找使得目標函數(shù)最小的控制量，其中目標函數(shù)

6、是預測誤差的函數(shù)。得出最優(yōu)控制量后，再根據(jù)軌跡長度誤差對最優(yōu)解進行修正，得到最終的滾轉(zhuǎn)角指令。
　　研究了跳躍式再入數(shù)值預測-校正制導算法。1）縱向制導中，利用線性加常值的方式將滾轉(zhuǎn)角參數(shù)化后進行軌跡預測，并利用割線法進行縱程偏差的校正。2）橫向制導針對傳統(tǒng)單漏斗方法的不足，研究了基于開傘點偏置策略的橫程制導改進方法，在初次再入段通過瞄準虛擬開傘點從而將最終段開始時刻的橫程控制在漏斗范圍之內(nèi)。3）針對預測校正算法中沒有考慮路徑約束