探月返回跳躍式再入軌跡規(guī)劃與制導(dǎo).pdf

1、月球探測一直是航天領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)問題。對(duì)于無人月球探測任務(wù)來說，采樣返回是一項(xiàng)非常重要的技術(shù)。對(duì)于載人登月任務(wù)來說，定點(diǎn)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(duì)跳躍式再入，對(duì)再入走廊、再入軌跡可達(dá)域、再入軌跡在線規(guī)劃等問題以及再入制導(dǎo)方案進(jìn)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(duì)典型路徑約束的特點(diǎn)

2、以及它們之間的相互關(guān)系進(jìn)行了分析，并在過載滿足約束的前提下推導(dǎo)了熱流密度和動(dòng)壓的上限。對(duì)于再入軌跡優(yōu)化問題，應(yīng)用分析結(jié)論可以在某些情況下減少路徑約束的個(gè)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(diǎn)直接打靶法對(duì)問題進(jìn)行了求解；3）建立了跳躍式再入軌跡可達(dá)域問題的優(yōu)化模型，并利用高斯偽譜法求解得到可達(dá)域邊界軌跡，并分析了再入初始條件對(duì)可達(dá)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(jìn)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(shí)際狀態(tài)和近似解的差對(duì)其進(jìn)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(dǎo)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(xiàng)式曲線來擬合，并利用初始點(diǎn)信息和猜測的跳出點(diǎn)信息，建立起關(guān)于四次多項(xiàng)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(duì)其進(jìn)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(dǎo)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(duì)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(diǎn)，利用在線方法實(shí)時(shí)計(jì)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(jìn)行修正，二次再入段通過Apollo末段制導(dǎo)算法進(jìn)行進(jìn)一步修正，得到最終的參考軌跡。
　　研究了跳躍式再入標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)算法。1）設(shè)計(jì)了跳躍式再入標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)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(dǎo)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(dòng)力學(xué)漸進(jìn)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(yù)測控制跟蹤算法。將預(yù)測跟蹤誤差表示為依賴于控制量的截?cái)嗟奶├照归_式，然后尋找使得目標(biāo)函數(shù)最小的控制量，其中目標(biāo)函數(shù)

6、是預(yù)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(duì)最優(yōu)解進(jìn)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(yù)測-校正制導(dǎo)算法。1）縱向制導(dǎo)中，利用線性加常值的方式將滾轉(zhuǎn)角參數(shù)化后進(jìn)行軌跡預(yù)測，并利用割線法進(jìn)行縱程偏差的校正。2）橫向制導(dǎo)針對(duì)傳統(tǒng)單漏斗方法的不足，研究了基于開傘點(diǎn)偏置策略的橫程制導(dǎo)改進(jìn)方法，在初次再入段通過瞄準(zhǔn)虛擬開傘點(diǎn)從而將最終段開始時(shí)刻的橫程控制在漏斗范圍之內(nèi)。3）針對(duì)預(yù)測校正算法中沒有考慮路徑約束