高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道研究

以高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道弹跳飞行为研究对象,论证了高超声速临近空间飞行器飞行轨道属于非开普勒轨道的研究范畴.首先给出了非开普勒轨道机动巡航段、再人段和再入瞬间的动力学方程;其次研究了再入瞬间高超声速临近空间飞行器的位置矢量求解问题,提出弹跳系数的概念;最后进行了仿真分析.仿真结果表明,非开普勒轨道动力学方程...     

飞船再入制导研究

在配平迎角飞行的合理假设下，建立了描述载人飞船再入飞行段弹道的数学仿真模型。在飞船再入标准轨道设计和再入机动边界计算的基础上，研究了基于标准轨道法的飞船再入飞行制导规律。六自由度飞行弹道的数学仿真证明，设计的制导律能满足飞船再入飞行制导和定点着陆的要求，同时还得到了飞船再入飞行的某些运动规律和一些有益的结论。     

航天飞机再入大气轨道分析

本文根据航天飞机再入大气轨道的运动方程,求出了升阻比为常值条件下的数值解。着重研究了改变升阻比和再入角对再入轨道的影响。并将精确数值解与近似解进行比较。此外,文中还估算了作用于航天飞机的最大热流。     

升力式再入飞行器离轨制动研究

针对一种升力式再入飞行器———通用航空飞行器进行全球攻击时离轨推力的控制和相应的下降轨道特点,对其再入角的选择等关键技术进行了深入分析,最终得到了依据远地点半径和可施加的Δv的范围来确定最优离轨推力角和下降椭圆轨道的有工程意义的结论。在此基础上进一步分析了切线制动和非切线制动的再入轨道特点,同时依据已知条件得到了再入角的最佳控制范围。所得结论亦可用于一般升力式再入飞行器初步轨迹的设计。     

GPS导航系统用于H—Ⅱ轨道飞机

本文论述GPS导航系统应用于H-Ⅱ轨道飞机(HOPE)的情况。HOPE是一架将于90年代末发射的日本空间运输飞行器。准备用日本的下一代主要运载器H-Ⅱ火箭发射,完成各种轨道操作后自行返回地球。 GPS导航系统是HOPE在轨段、交会段、离轨段和进场段的安全导航重要部件。本文介绍了GPS接收机设计和轨道确定的研究结果,特别注意了伪距和伪距增量的预期波动、高动态忍耐性、首次定位时间(TTFF)、天线位置和导航性能等。将在轨道再入实验飞行器(OREX)上安装GPS接收机,预先验证该接收机的设计方案。OKEX将于1993年由第一发H-Ⅱ火箭发射。用OREX进行GPS实验的主要目的在于鉴定GPS导航系统在轨道运行和再入过程中的功能和特性,然后再将其安装在HOPE上。本文还描述了该实验的各个细节。     

月球返回轨道再入角变化特征

再入角是航天器返回大气层时在再入点处速度方向与"地平面"之间的夹角。若忽略地球的非球形因素,则可近似的看做轨道切向与横向之间的夹角。为了避免探测器过热问题,一般再入角不宜太大,在3°～8°之间。文章以只在近月点进行一次制动的月球探测器的霍曼转移型的返回轨道为例,通过对轨道性质的分析和数值计算,说明地月相对位置和地球自转对月球返回轨道再入角的影响。分析和计算得到以下结论:1)对于相同的转移时间和固定的再入点,当月球位于南纬最高点时,则再入角的绝对值可以取到最小值;2)对于相同的转移时间和固定的再入角,当月球位于南纬最高点时,再入点的纬度可以取到最大值;3)转移时间越短,再入角的绝对值可以取到更小值,而再入点纬度可以取到更大值。以上这些极值对应的都是极轨轨道。     

载人飞船返回舱六自由度再入弹道仿真研究

为了综合研究和分析载人飞船返回舱制导导航控制（ＧＮＣ）系统的性能,验证系统设计的正确性、合理性和可行性,提出了返回舱六自由度再入弹道仿真研究问题。根据返回舱ＧＮＣ系统的任务,建立了适用于包括风在内的各种干扰作用下六自由度再入弹道仿真数学模型,为半实物仿真奠定了基础。提出了基于标准轨道的再入制导律,严格推导了再入段总升力方向控制中滚动通道姿态控制信号的形成,并给出了工程应用中简化的方法,开发了综合仿     

基于非线性动态逆的SRLV再入段控制律设计

基于非线性动态逆理论,设计了亚轨道可重复使用运载器(SRLV)的再入控制律.首先,分析了SRLV再入段的数学模型,并给出了反作用推力控制系统(RCS)的控制模型;其次,将非线性动态逆方法与时标分离原则相结合,考虑飞行器姿态控制系统的外环角回路的慢变特性和内环角速度回路的快变特性,独立设计了两个回路的控制律;最后,为了增强系统的鲁棒性,分别在两个回路中引入了比例-积分反馈,有效地抑制了干扰力、力矩和非线性对消带来的逆误差.仿真结果表明,设计的控制律对SRLV再入段具有很好的控制效果.     

基于样条约束“EMBET”再入轨道测量数据融合方法

针对再入轨道最小二乘交会解算方法数据利用率低、轨道解算精度差的问题,提出并实现了基于样条约束“EMBET”的再入轨道测量数据融合处理方法.该方法认为再入飞行轨道在时序上是相关的,可以利用三次B样条函数精确表示,建立了关于样条函数参数和测量系统误差的测量模型,从而大量压缩了待估参数数量,准确自校准系统误差,提高了轨道估算的精度和稳定性.     

地球轨道再人飞行器最小气动加热外形优化设计

本文研究了地球轨道再入飞行器气动外形优化设计问题。文中选用飞行器再入总加热量为目标函数,考虑再入飞行器纵向气动稳定性能的设计要求,在给定再入重量和约定长细比的条件下,用内点罚函数方法求解满足规定纵向气动稳定性能要求的最小再入加热气动外形。计算结果表明,平头双锥体是一种很有吸引力的地球轨道再入飞行器气动外形,它既可以最大限度地降低再入总加热量和减轻再入防热层重量,又可以有效地提高纵向气动稳定性能。     

再入飞行器沉浮特性近似解析及应用

采用基于平衡滑翔的数值或解析预测-校正再入制导方法的再入飞行器,从初始下降段到平衡滑翔段过渡或出现较大预测偏差时易产生沉浮振荡,且随着近年来所研究飞行器升阻比的增加,沉浮振荡更加明显,从而引起了研究者对高超声速沉浮特性的重新审视。首先,通过三阶纵向动态方程及平衡滑翔条件推导出了形式简洁、能直观表达主要影响因素的再入飞行器高超声速沉浮特性近似解。在此基础上,分析发现高超声速沉浮阻尼特性随高度的变化规律主要由轨道速度比和沉浮修正参数主导,澄清了以往对大气密度梯度参数影响的猜测。最后,推导出再入轨迹振荡抑制器设计的近似解析关系,进一步完善了基于平衡滑翔的数值或解析预测-校正再入制导方法,仿真验证表明该方法能够有效抑制再入轨迹的沉浮振荡。     

组合导航技术在可重复使用运载器再入段的应用研究

结合国内外可重复使用运载器的发展现状及各导航方法的特点,根据飞行器再入飞行段动力学方程,建立再入段飞行轨道并提出适用于再入飞行其各段的导航方法。对再入飞行中的末端能量管理段进行全面研究,设计并进行INS和INS/SAR导航滤波计算机仿真,并对仿真结果进行了误差分析。     

航天飞机三维最优再入轨道及气动加热过程

本文应用现代控制理论研究了航天飞行器三维最优再入轨道和与轨道参数密切相关的气动加热过程。文中选择飞行器迎角和倾斜角作为控制变量,以飞行器气动加热率和飞行过载沿轨道积分最小作为优化性能指标,按极大原理导出最优再入轨道有约束控制的非线性两点边值问题。采用了数值优化方法——共轭梯度法求解有升力飞行器的最优再入轨道及其热过程。文中以允许误差法讨论了权系数和罚函数的选取方法;对不同速度范围研究了不同的加热模型;按热平衡方程与优化轨道同步迭代的方法求得了算例数值结果。算例的数值结果与文献[13]的量值是一致的。     

月地返回轨道误差分析和第一次中途修正时机

分析了月地返回飞行过程中的误差因素和量级采用蒙特卡洛法和统计理论,定量分析了月地返回轨道入轨时刻误差、入轨状态误差、入轨控制误差、转移段定轨误差、中途修正控制误差等各种误差对轨道终端参数的影响。给出了月地返回轨道中途修正的计算步骤,然后以预期再入时刻和目标再入点为修正目标,采用微分改正法计算中途修正所需的速度增量。结合误差分析结果和测控条件,给出第一次中途修正时机的建议和一个具体算例,计算结果表明所提中途修正方法和策略可以修正入轨误差、定轨误差和控制误差的影响,使月地返回轨道可以按预期的再入时刻返回预定再入点。     

基于任务安全性的亚轨道飞行器返回轨迹优化

基于高斯伪谱法,结合亚轨道飞行器返回段特点,从任务安全性的角度出发进行了返回轨迹优化研究。出于实际控制能力及安全性的考虑,采用伪控制量作为最优控制变量,摒弃了再入分段、末端区域能量管理段、航向校正圆锥等概念,引入"末端进场走廊"来描述性能指标及终端约束。仿真结果表明,在满足各种约束条件下,能够快速准确地生成亚轨道飞行器返回轨迹,同时验证了结果的可行性与最优性。     

直接再入大气的月地返回窗口搜索策略

结合从月球停泊轨道直接返回地球的月地转移轨道设计,提出了一种月地返回窗口的搜索策略。首先基于双二体模型,结合月地转移轨道快速设计进行当天最小再入角的计算,根据当天最小再入角的计算结果初步判断返回窗口,然后指定再入角约束,在初步返回窗口内搜索满足两端约束条件的双二体月地转移轨道。然后将该轨道作为初值,基于受摄双二体模型,采用数值积分和微分改正法进一步求解精确的月地转移轨道。最后根据精确轨道计算结果,特别是速度增量,进一步确定返回窗口。这种策略大大加快了计算返回窗口的效率,可以在大范围内快速搜索返回窗口。通过对2017年1月和2月返回窗口的搜索及对结果的分析,最终给出了满足最省燃料和3天连续返回的窗口建议。     

探月飞船跳跃式再入轨迹可达域分析

针对探月飞船跳跃式再入轨迹分段多、段与段相互耦合、可达域求解与分析较直接再入更加困难的问题,给出了跳跃式再入轨迹可达域的数学描述,在此基础上将可达域求解问题拆分为两类最优控制问题,并建立了相应的优化模型。采用基于高斯伪谱法的两步优化策略进行求解,得到了跳跃式再入轨迹可达域边界。最后分析了初始条件(再入角、再入方位角)对可达域的影响。仿真结果表明两步优化策略能兼顾计算精度和计算效率。     

大气层外救生再入弹道机动能力分析

分析计算了再入速度倾侧角（Ｖ）对大气层外救生再入弹道航程机动能力和再入过载的影响。仿真结果表明，为有利于航天员承受过载，救生轨道设计时对Ｖ的大小将有限制；应急着陆区的计算是进行寻找和达完成邦联着陆的航天员的重要依据，再入弹道航程机动能力的分析和计算对选取和调整应急着陆区是一个有力的支持。     

绕月返回飞行再入航程调整的轨道控制

绕月返回飞行的再入航程调整用于扩大发射窗口及应急轨道重构,采用2次联合的轨道控制实现。为求解2次轨道控制的速度增量,在瞬时再入平面内确定新再入状态并进行反向轨道外推得到新返回轨道,再通过指定2次轨道控制时刻,将2次轨道控制的联合求解转化为仅须求解第一次轨道控制速度增量的Lambert转移问题,并利用Lambert制导法或线性修正法进行求解。研究表明,速度增量与再入航程调整量呈线性关系,适当提前再入时刻、扩大2次轨道控制时间间隔有助于减小速度增量。将上述方法及结论用于绕月自由返回轨道再入航程调整轨道控制策略的计算分析,可为飞控方案设计提供依据。     

新一代RLV再入弹道模糊控制研究

基于阻力与能量的关系,优化并设计了再入参考弹道。利用模糊控制技术,在线推导了轨道控制器的各项参数。仿真结果表明,基于阻力与能量关系剖面设计的再入轨道满足各项约束,成功地导引飞行器到达TAEM终端,而模糊PD控制器则能排除干扰,实时跟踪参考弹道。