航天器的再入走廊及其计算方法

首先定义了航天器的再入走廊,根据提出的一种新的Loh模型与再入走廊的定义,详细地推导出了再入走廊各边界的计算公式,并证明了两种侧向走廊的数学描述是等价的。计算了以美国航天飞机为模型的再入走廊。最后还对影响再入走廊宽度的因素(如再入初始参数、飞行器升阻比、飞行器表面的耐热材料,所能忍耐的动力学环境等)作了分析。

考虑多种约束的探月飞船跳跃式再入走廊优化设计

探月飞船升阻比较低,再入时为达到长的飞行纵程,必须采用跳跃式再入方式。考虑多种约束条件,对跳跃式再入走廊进行了优化设计。首先,对路径约束进行分析,根据跳跃式再入轨迹的动力学特性对轨迹进行分段,推导了关键段中路径约束间的解析关系式,并在此基础上对优化问题进行了简化;其次,对滚转角速度约束进行分析,通过选择合理的离散点个数来保证角速度约束的满足;最后,为保证结果的高精度与全局最优性,采用两层优化策略进行求解,先利用高斯伪谱法得到控制变量初值,再将初值代入直接打靶法中计算得到最终结果。仿真结果表明:路径约束分析结果与优化结果保持一致,可在一定程度上简化优化问题;对滚转角速度约束的处理简单有效;两层优化策略能使问题快速收敛到满足约束的高精度解。

受多种约束时航天器再入走廊的计算分析

给出了一种求解同时受升力、气动加热（率）和动压约束时，航天器再入走廊的近似计算方法。文中采用格林函数法，导出了再入过程中三种典型约束（气动加热率、升力和动压）条件之间关系的近似定量描述，在该三种约束取极限的条件下求得了再入走廊的上下边界。文中还分析了上下边界近似解及相应控制规律的结构。

升力式再入的三维再入走廊与再入界面窗口

针对升力式再入飞行任务设计对地理信息的需求,提出了以"来路走廊"和"去路走廊"为代表的"三维再入走廊"概念,重新定义了"再入界面窗口"概念。其中,"再入界面窗口"解决了"已知着陆点,估计初始再入点的可行地理区间"问题;"三维再入走廊"则系统、直观地揭示了升力式再入飞行器对"临近空间"多重大气层的覆盖能力及其整体变化趋势。求解算法使用高精度积分律的直接配置非线性规划法,配合无奇异的数学模型,可满足全球到达任务的设计需求。基于美国X-33和Advanced Guidance and Control(AGC)项目的测试任务数据,一系列算例检验了"三维再入走廊"与"再入界面窗口"概念的合理性。"三维再入走廊"有助于工程总体设计、军事指挥和商业空天交通指挥人员对类型化的升力式再入任务进行设计和分析;有助于高层决策人士对升力式再入的机动能力进行系统理解和直观把握。

Chapman理论在再入走廊计算中的应用

再入走廊给出了飞行器满足任务要求、并安全返回地球的再入飞行范围,它是再入轨道优化、再入方案设计、再入飞行任务规划等的重要部分。文章通过再入动力学建模,引入Chap-man假设,进行了航天器从外层空间返回的再入走廊的研究,分析了影响再入走廊边界的重要因素,并以航天飞机为例计算了再入走廊,验证了该分析方法的正确性。

基于粒子群算法的再入式飞行器再入走廊计算方法研究

提出一种利用粒子群算法计算再入式飞行器走廊的方法。从再入式飞行器再入过程的运动方程出发,将连续无限维的再入飞行器走廊上边界计算问题,转化成计算走廊上有限个点的多个最优控制问题,最后利用粒子群寻优解决每个最优控制问题,从而得到可行的走廊上边界曲线,这种方法得到的走廊上界曲线比传统的准平衡滑翔条件估计的上界要高,更能体现RLV的飞行能力。

载人深空探测进入/再入走廊设计方法研究

载人航天器的进入/再入走廊刻画了进入地外天体或再入返回地球时允许的进入/再入角范围。载人深空探测进入/再入过程中,载人航天器必须满足进入/再入走廊约束,以避免经历过大的过载、热流和总加热量等力/热环境,威胁进入/再入飞行安全。文章研究载人深空探测进入/再入走廊的设计方法,通过融合载人航天器进入/再入预测校正制导,验证进入/再入走廊的可行性,并采用基于安全系数的偏差因素影响分析方法,获取进入/再入走廊的设计裕度。最后,以载人月地再入返回为例,具体阐明了再入走廊的设计方法,并通过数学仿真验证了设计方法的有效性。研究结果将为载人深空探测进入/再入走廊设计以及进入/再入返回总体设计提供技术参考。

航天飞机的再入飞行走廊及再入飞行轨迹

在研究航天飞机再入返回问题时,确定再入飞行走廊和再入飞行轨迹是基础的研究问题之一。对于这方面的工作,参考文献[1]作了较详细的介绍。国内的一些作者在航天飞机方案论证时开始注意考虑这类重要的问题[2、3、4]。然而,他们所讨论的基本模型没有考虑地球自转对再入运动的影响。这种近似模型,对深入一步的方案论证就显得不能满足了。本文建立了一个精确的模型,给出与方案论证有关的仿真结果。

一种基于解析规划的多约束再入制导算法

提出了一种基于H-V剖面的亚轨道飞行器再入制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和过渡段分别进行规划,初始下降段采用常值倾侧角飞行,过渡段则采用四次解析多项式进行描述,满足再入走廊约束和能量管理(TAEM)初始条件的同时提高再入轨迹在线规划速度;通过反馈线性化方法设计自适应控制律跟踪标准剖面,同时根据航向误差走廊确定滚转方向,从而完成纵向和侧向的联合设计。仿真结果表明,该制导方法对初始状态偏差和参数不确定性具有较强的鲁棒性。

RLV再入标准轨道制导与设计

将可重复使用运载器(RLV)再入轨道设计分为纵向轨道和侧向轨道设计两个过程:首先引入形状约束因子,在不进行轨道积分的情况下,在再入走廊内快速优化设计RLV再入飞行剖面;然后结合轨道跟踪控制,设计侧向方位误差走廊,快速生成满足末端能量管理(TAEM)接口和航程等要求的再入轨道。进一步提出修正标准飞行剖面参数的航程更新及制导方法,并采用RLV概念模型进行仿真分析。仿真结果表明这种RLV再入轨道设计方法能够快速生成再入标准轨道,相应的RLV再入制导方法可行,且具有较高的制导精度和可靠性,鲁棒性好。

一种基于模糊控制的平稳滑翔再入制导律

针对升力式高超声速飞行器(LHV)再入滑翔过程中的周期性振荡现象,提出了一种基于模糊推理与控制的反馈调节方法以抑制振荡实现平稳滑翔。纵向制导在落点误差预测及指令校正的基础上,在倾侧角外环控制回路增加以高度变化率及空速作为输入的模糊控制器对倾侧角指令进行调节,横侧向制导通过航向角误差走廊约束及倾侧角反转逻辑实现大横程条件下的侧向控制。所提方法不依赖于准平衡滑翔条件(QEGC),同时避免了参数化反馈控制律中的反馈项参数设计问题,具有较强的自适应能力。LHV制导实例仿真表明,所提方法可有效抑制振荡现象,满足终端约束及再入走廊约束,方法的鲁棒性也通过Monte Carlo仿真得到了验证。

载人飞船返回舱的再入气动环境

本文介绍了载人飞船返回舱的再入走廊和气动环境。为了确定返回舱的自由流条件和驻点区条件，其再入轨迹和再入走廊是十分重要的。返回舱在再入大气层时会发生很高的马赫数和驻点温度，此时空气不再呈完全气体状态，而会发生分子振动、离解和电离等现象。返回舱再入时的马赫数、雷诺数、克努曾数、驻点压力和驻点温度等参数的变化范围很大，由于这些参数的变化，在返回舱的再入流场中会发生真实气体效应、粘性效应和低密度等效应。在估计这些效应对返回舱气动特性的影响时，必须先弄清返回舱的再入气动力和气动热环境。

高超声速滑翔飞行器再入轨迹在线生成算法设计

高超声速滑翔飞行器具有再入走廊狭窄、机动能力强和再入制导实时性要求高的特点。针对再入走廊多约束问题,分析了不确定因素下再入走廊约束转化成倾侧角约束的问题。利用禁飞圆切线法预测总航程,结合航向角误差走廊控制横向突防轨迹,设计了三维耦合突防轨迹在线生成方法。仿真结果表明,迭代2~3次即可获得满足约束条件的大范围机动再入轨迹。

升力式再入飞行器全程三维自主制导方法

为增强升力式再入飞行器任务的灵活性,减少射前准备,实现快速发射和精确打击,研究一种升力式再入飞行器全程三维自主制导方法.首先,再入段制导提出通过再入走廊上下边界内插得到阻力加速度剖面,倾侧角采用两次反转的设计方法,通过调节阻力加速度剖面的内插值系数和倾侧角的反转点来满足约束和精度的要求;然后,下压段仅依靠飞行器当前信息和目标点位置采用比例导引的形式来设计导引律,并通过对导引系数的实时更新实现以一定的弹道倾角对目标的精度打击;最后通过对再入段和下压段衔接点处控制指令的平滑过渡,得到全程三维自主制导方法.蒙特卡洛打靶仿真结果表明,该制导方法能够导引飞行器在满足再入约束的情况下以规定的弹道倾角对目标实施精确打击,其中打击偏差小于10 m,弹道倾角偏差小于1.3°.

基于航路点分段的预测校正再入制导方法

针对可重复使用空天飞行器的再入及返场问题,通过设置航路点开展了分段预测校正再入制导方法研究。首先,在发射坐标系下建立了动力学模型,对再入过程中的约束条件进行了分析与转化;其次,给出了数值预测校正制导方法的设计逻辑,针对该算法迭代中可能产生的发散问题与饱和问题,一是引入一个调节因子来自适应地调整迭代步长,二是为迭代设置与速度相关的误差限,三是采用了设置航路点的方式对再入过程分段,缓解了气动不确定性带来的影响,完成了数值预测校正方法的改进;最后,通过对某空天飞行器的数值仿真验证了该方法的有效性,使用航路点分段策略能够进一步消除制导指令饱和,提升制导精度。

滑翔式高超声速目标可达区域计算方法

针对滑翔式高超声速目标能够利用强大的横向机动能力形成较大的可达区域的特点,着眼于系统阐述这类问题的解决方案,研究了几种可达区域计算方法。首先建立了滑翔式高超声速目标的三自由度动力学模型,并给出再入过程必须满足的相关约束。然后详细论述了轨迹优化、再入走廊规划、常倾侧角和近似椭圆拟合4种滑翔式高超声速目标可达区域计算方法,给出了几种方法具体的实现流程,并对方法的不足进行改进。通过算例仿真,对几种可达区域计算方法的优缺点与应用特点进行了比较分析。最后,以轨迹优化方法为例,分析了可达区域动态变化情况,验证方法的完备性和动态适应性。

标准轨迹制导中准平衡滑翔条件优化研究

对于可重复使用运载器标准轨迹再入制导,准平衡滑翔条件可以将高度-速度平面内各项再入约束形成的飞行走廊,转换为倾侧角-速度空间内的倾侧角走廊。通过在倾侧角走廊内设计倾侧角曲线,可以生成满足飞行走廊的标准轨迹。通过论证标准轨迹再入制导过程中的准平衡滑翔条件及其物理意义,说明了由倾侧角走廊内的倾侧角曲线生成的标准轨迹,存在突破再入飞行走廊边界的可能性。通过对倾侧角走廊边界设置余度,极大地降低了标准轨迹突破再入飞行走廊边界的可能性,提高了标准轨迹的设计成功率。

三维自主再入制导方法

基于阻力加速度-能量剖面设计,提出一种新的三维自主再入制导方法.该方法的阻力加速度-能量剖面由再入走廊上边界和下边界内插得到,倾侧角采用两次反转模式,轨迹规划同时考虑了飞行器的纵向和横向运动,并具有在线生成三维轨迹的能力.最后对制导方法的适应性进行了仿真分析,仿真结果表明给出的再入制导方法能适应不同情况的再入,使飞行器在具有较好轨迹特性的同时以较高的精度到达末端能量管理界面.

基于三维平衡滑翔空间的高超声速再入制导律设计

本文首先将二维空间再入走廊扩展到了三维再入走廊,其中包括高度–速度–攻角(H-V-α)和阻力–速度–攻角(D-V-α)的三维再入走廊,为在线再入走廊快速获取提供了新的方法;同时基于平衡滑翔条件提出了一种满足路程约束的三维平衡滑翔空间概念即倾侧角–速度–攻角空间(σ-V-α),该三维平衡滑翔空间可以有效地将路径约束(过载、热流和动压)转换为对控制变量(攻角和倾侧角)的约束,从而大大简化再入制导律的设计;其应用在文中得到进一步的分析.最后,将自适应比例导引律与三维平衡滑翔空间相结合,并引入了空间裕度,设计了高超声速再入飞行器的制导律,并通过仿真验证了制导律的自适应性和鲁棒性.