航天器再入返回控制第15講to12級

1、進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與2)過渡段，這一段是在稀薄氣中，返回艙基本上按天體力學(xué)律飛行的自由段，稱為返回過渡段。道3)再入段，返回艙進(jìn)入地稠密大氣后，氣動力作用顯著的返回軌道段稱為再入段。4)著陸段，利用著陸系統(tǒng)或滑翔飛行使返回艙著陸的航行軌道，為著陸段。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與軌道可分為導(dǎo)航和制導(dǎo)兩部分導(dǎo)航的任務(wù)是確定航天器在軌道上的位置和速度。制導(dǎo)的任務(wù)則是按著一定的制導(dǎo)規(guī)律航天器按要求的軌道運(yùn)動。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與進(jìn)入(返回)過程的制導(dǎo)和的基本任務(wù)是使進(jìn)入(返回)器脫離 原來的運(yùn)行軌道，建立 并轉(zhuǎn)入進(jìn)入(返回)軌道， 使進(jìn)入器再入并通過大 氣層，安全無損降落在預(yù)定

2、的著陸區(qū)內(nèi)。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與進(jìn)入制導(dǎo)和內(nèi)容:的主要1) 脫離運(yùn)行軌道的2) 建立進(jìn)入軌道的3) 進(jìn)入段軌道4) 著陸段導(dǎo)航年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與脫離運(yùn)行軌道轉(zhuǎn)入進(jìn)入軌又包含如下的內(nèi)容1) 建立進(jìn)入軌道所在平道的的2) 確定離軌點(diǎn)的3) 獲得離軌速度矢量V4) 決定進(jìn)入點(diǎn)的位置，進(jìn)入角和進(jìn)入速度的大小年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與返回式航天器的分類根據(jù)返回器在再入段的氣動特性，可以分為1)彈道式返回航天器， 對升力大小和方向均不加以和利用的航天器，稱為彈道式返回航天器。它具有兩個顯著特點(diǎn)：返回艙的著陸點(diǎn)散布大；阻力最大過載值高。年12月19日六進(jìn)入式航天器

3、的制導(dǎo)與2) 彈道-升力式返回航天器，通過質(zhì)心配置的方法，對升力加的返回器稱為彈道-升力式以返回航天器。3)升力式返回航天器，過在再入段調(diào)整升力，可以增大調(diào)整軌道的能力和增大機(jī)動飛行的范圍，使返回式航天器水平著陸和著陸到指定的機(jī)場跑道上成為可能。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與彈道式進(jìn)入器的系統(tǒng)在離和著陸兩個階段起作用。對進(jìn)入段一般不進(jìn)行，進(jìn)入姿態(tài)是依靠進(jìn)入器的氣動力外形與心位置所產(chǎn)生的穩(wěn)定儲備來證的。,著陸段是用氣動力器于中途受到大氣密度變化等擾動后法再進(jìn)行軌道修正，所以進(jìn)入器落精度低。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與彈道-升力式進(jìn)入器論在離軌段、進(jìn)入段和著陸段系統(tǒng)都進(jìn)行工作。在入段

4、通過改變滾動角以控制升力在水平和垂直方向分量的大小，對進(jìn)入段軌道實(shí)時進(jìn)行修正，降低最大過載，提高了航天器進(jìn)入著陸落點(diǎn)精度。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與升力式進(jìn)入器利用高升阻比進(jìn)入器的形體產(chǎn)生較大的升力進(jìn)的，它在離軌段、人段和著陸段都進(jìn)行。由于升力足夠大使著陸段軌道平緩水平著陸，可以實(shí)現(xiàn)無損定點(diǎn)著陸，并且通過升力使進(jìn)入器的落點(diǎn)精度、受熱情況和最大載都滿足要求。過年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與進(jìn)入器進(jìn)入大氣層后制導(dǎo)和控的任務(wù)是保證進(jìn)入器在一定的精范圍內(nèi)，在預(yù)定的著陸區(qū)安全著。影響進(jìn)入器制導(dǎo)導(dǎo)航和工作的主要因素如下：系1) 進(jìn)入器氣動力特性如升阻的不確定性2) 進(jìn)入器的質(zhì)量特性及其化及

5、慣量矩變化、結(jié)構(gòu)的振型率等年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與3) 發(fā)推力變化和推力偏心4) 航天員(或儀器)的極限5) 撓性體動力學(xué)對6) 初始條件變化過的的影響7) 進(jìn)入點(diǎn)位置、進(jìn)入角和進(jìn)入角速度誤差8) 軌道和姿態(tài)敏感器測量和裝誤差9) 地球或進(jìn)入行星的大氣特性年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與進(jìn)入器質(zhì)量特性的不確定性，特別是升阻比的不確定性直接影響制導(dǎo)導(dǎo)航大氣密度的不確定性、陀螺和系統(tǒng)的品質(zhì)。度計(jì)的漂移以及在開始進(jìn)入大氣層時初始位置和初始速度誤差等都會使制導(dǎo)和產(chǎn)生差。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與進(jìn)入制導(dǎo)方法分兩類一類是利用對落點(diǎn)航程進(jìn)行能力的制導(dǎo)方法稱稱航程落點(diǎn)法(或法)另一

6、類是利用標(biāo)準(zhǔn)軌道的制導(dǎo)方法稱標(biāo)準(zhǔn)軌道法。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與落點(diǎn)法是在進(jìn)入器計(jì)機(jī)內(nèi)存貯對應(yīng)理論落點(diǎn)的特 征參數(shù)，根據(jù)導(dǎo)航平臺測量的進(jìn)入器的狀態(tài)參數(shù)，實(shí)時進(jìn)行落點(diǎn)計(jì)算并將計(jì)算的結(jié)果與理論落點(diǎn)進(jìn)行比較，形成誤差控信號輸入計(jì)算機(jī)制導(dǎo)方程中按著規(guī)定的制導(dǎo)規(guī)律進(jìn)入的姿態(tài)角變升力的大小和方向，以實(shí)現(xiàn)進(jìn)入器的著陸落點(diǎn)。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與落點(diǎn)法著眼于每時每刻實(shí)際進(jìn)入軌道對應(yīng)的落點(diǎn)與理論設(shè)計(jì)落點(diǎn)的誤差，并根據(jù)這一誤差值和加熱量限制及過載限制產(chǎn)生入器軌道實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)指令，對進(jìn)。落點(diǎn)法具有較高的落點(diǎn)精度，并且對進(jìn)入時的初始條件的誤差不敏感。但是落點(diǎn)法要求進(jìn)入器計(jì)算機(jī)有較快的計(jì)算速度和比

7、較大的存貯容量，而且方案比較復(fù)雜。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與利用導(dǎo)方法利用方法即能力的制能力的制導(dǎo)落點(diǎn)法。這種制導(dǎo)方法要連續(xù)進(jìn)入器抵達(dá)預(yù)定的落點(diǎn)并選擇不超出加熱量和過載限度要求的再入軌道，使進(jìn)入器安全無損降落在著陸區(qū)內(nèi)。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與利用能力的制導(dǎo)方法落點(diǎn)法一般又可分為兩種:一種是法;另一種是近似法。法用進(jìn)入器上的計(jì)算機(jī)對進(jìn)入器運(yùn)動學(xué)微分方程進(jìn)行計(jì)算求解。根據(jù)實(shí)時測出的狀態(tài)量，連續(xù)求出各種可能的解，以提供制導(dǎo)和使用。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與利用能力的制導(dǎo)方法法的主要優(yōu)點(diǎn)是:它能處理各種的飛行條件，并具有航程落點(diǎn)、過載和加熱量等的能力。因而是比較的方法

8、。法的主要缺點(diǎn)是:求解運(yùn)動學(xué)微程的計(jì)算量大，要求計(jì)算機(jī)計(jì)算速度存貯容量大，要求計(jì)算機(jī)具有較高的。一般要求5-10s要預(yù)報軌道和落點(diǎn)一年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與近似近似法法和法不同，它利用一種近似解法來代替運(yùn)動學(xué)微分方程的求解。對大氣層以外的軌道可用無阻的牛頓二體運(yùn)動方程的近似解， 對于大氣層內(nèi)的軌道，一般將軌道分段進(jìn)行近似求解，根據(jù)各段的軌道特征使其服從某一個近似解。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與近似法如:近似視為飛行高度不變，近似視為飛行路徑角不變或者通過保負(fù)況。近似度近似不變等情法近似法的缺點(diǎn)在于只能用于能夠從的軌道。上說明符合設(shè)計(jì)年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與標(biāo)準(zhǔn)軌

9、道法將實(shí)測軌道參數(shù)與標(biāo)準(zhǔn)軌道參數(shù)進(jìn)行比較，產(chǎn)生誤差信號。以誤差信號為輸入通過制導(dǎo)方程算出進(jìn)入器的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，向姿態(tài)系統(tǒng)發(fā)出指令，調(diào)整進(jìn)入器的姿 態(tài)角，從而改變升力的方向， 實(shí)現(xiàn)進(jìn)入器進(jìn)入軌道的制導(dǎo)。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與標(biāo)準(zhǔn)軌道法著眼于實(shí)測軌道與標(biāo)準(zhǔn)軌道參數(shù)的比較，實(shí)時形成誤差信號，實(shí)現(xiàn)進(jìn)入器的進(jìn)入軌道控制，達(dá)到著陸點(diǎn)的目的。標(biāo)準(zhǔn)軌道法的優(yōu)點(diǎn)是:律簡單，容易實(shí)現(xiàn)，對計(jì)算機(jī)的速度和容量要求都可以適當(dāng)降低。缺點(diǎn)是：落點(diǎn)精度較低，落點(diǎn)精度受進(jìn)人初始條件誤差以及再人過程中氣動擾動等因影響較大。的年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與利用標(biāo)準(zhǔn)軌道的制導(dǎo)方法將標(biāo)準(zhǔn)軌道的狀態(tài)變量計(jì)算出

10、來，貯存在進(jìn)入器計(jì)算機(jī)存貯器中，然后與導(dǎo)航裝置測得的進(jìn)入器的狀量加以比較，將狀態(tài)變量的變量用于制導(dǎo)系統(tǒng)，進(jìn)入器標(biāo)準(zhǔn)軌道到達(dá)目的地。采用這種制導(dǎo)方法必須選取一條標(biāo)準(zhǔn)軌道(理論軌道)。標(biāo)準(zhǔn)軌道可在再入之前通過最佳化程序選取。年12月19日六進(jìn)進(jìn)入入式式航航天天器的的制制導(dǎo)導(dǎo)與與 利用標(biāo)準(zhǔn)軌道的制導(dǎo)方法標(biāo)準(zhǔn)軌道的制導(dǎo)方法，要求貯存狀態(tài)變量為給定自變量的 數(shù)。在某些情況下也貯存反饋控制增益。自變量可以是時間或是速度，也可以是一個狀態(tài)變量或是一組狀態(tài)變量。以速度作自變量較之以時間作自變量的軌道控制能力要大些。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與利用標(biāo)準(zhǔn)軌道的制導(dǎo)方法固定反饋增益當(dāng)采用固定反饋增益K，以時

11、間t作自變量時規(guī)律是æöL+ Kdv + Kdh + Kdu + Kd x=ç÷1234èDø0t如用速度作為自變量，固定反饋增益規(guī)律為的應(yīng)用上述兩種制導(dǎo)規(guī)律時，如果受控軌道對標(biāo)準(zhǔn)軌道的偏離，可能有一項(xiàng)或幾項(xiàng)反饋增益用不上。年12月19日六L= æLö+ Kd v + Kd h + Kd x Dç D÷123èø 0t進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與利用標(biāo)準(zhǔn)軌道的制導(dǎo)方法最佳化反饋增益一組隨時間變化的反饋定的某種性能指標(biāo)達(dá)到最佳增益可。因不同的性能指標(biāo)最佳化的結(jié)果不同， 首先確定系統(tǒng)的性

12、能指標(biāo),同時還應(yīng)系統(tǒng)滿足必要的條件和約束æöLL+ Ldv + Ldh + LdLd x=+uç÷1234DèDø0t是按最佳化方法確定的時變增益。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與利用標(biāo)準(zhǔn)軌道的制導(dǎo)方法利用系數(shù)逼近法進(jìn)行的制導(dǎo)利用系數(shù)逼近法的制導(dǎo)是一種有 按標(biāo)準(zhǔn)軌道進(jìn)行的制導(dǎo)方法。如果要在實(shí)際軌道大大偏離標(biāo)準(zhǔn)軌道的 下這一方法也能適用，則需要采用過以保證理論落點(diǎn)仍在預(yù)先要求的之內(nèi)。æLö¶ ç÷æöLLèø¶ xD( - x dv

13、- ld+ d x )=+ Khç÷12DèDø0t年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與進(jìn)入制導(dǎo)和計(jì)要求系統(tǒng)設(shè)再入軌道應(yīng)在最大的動(或過載系數(shù))和總加熱量 或最大加熱率)所確定的包線之內(nèi)。這個包絡(luò)線是再 入角、再入速度、攻角和滾角的函數(shù)。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與利用標(biāo)準(zhǔn)軌道的制導(dǎo)方法進(jìn)入制導(dǎo)和進(jìn)入制導(dǎo)和系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求系統(tǒng)應(yīng)具有足的控能力，保持在各種可能的擾動情況下，入結(jié)束時進(jìn)入器的位置和速度均定值。超過不能將進(jìn)入器導(dǎo)引到再入走廊之外， 不能使其再入軌道超出所有確定的邊界件，特別是加熱量限度和最大過載極限。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與進(jìn)入

14、制導(dǎo)和進(jìn)入制導(dǎo)和系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求系統(tǒng)應(yīng)具有穩(wěn)性并有足夠的穩(wěn)定裕度。進(jìn)入制和系統(tǒng)質(zhì)量要小、體積要小、耗要低。進(jìn)入制導(dǎo)和系統(tǒng)要對進(jìn)入器的質(zhì)量特性變化不敏感。入制導(dǎo)和方案，系統(tǒng)應(yīng)盡量采用自完成制導(dǎo)和任務(wù)。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與升力式返回器的離軌過程的主要是使返回器以所需要的攻角姿態(tài)并按規(guī)定的再人角進(jìn)入再入走廊。再入大氣層后，各種氣動力面不能提供足夠大的力，因此采用反作用推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行姿態(tài)。當(dāng)返回器下降到一定高度，氣動力而能提供夠用的力時，俯可以改用氣仰和滾動兩個方向的動力舵年12月19日。六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與升力式返回器在再入段產(chǎn)生較大的升力，在著陸段不用氣動力器。因此升力式返回器在整個再

15、入段從再入點(diǎn)到著陸點(diǎn)對其滾動、俯仰、偏航三個軸都進(jìn)行。根據(jù)升力式返回器再入軌道和對其著陸點(diǎn)的要求不同，其制導(dǎo)方法也不一樣。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與a. 高M(jìn)a飛行狀態(tài)高M(jìn)a飛行狀態(tài)一般是指返回器的飛行馬赫數(shù)約大于8的狀態(tài)返回器離軌后轉(zhuǎn)入返回軌道，在高真空中飛行，氣動力作用很小，此時返回器的姿態(tài)全部由反作用控制系統(tǒng)來完成。再入大氣層后，氣動力就取得了主導(dǎo)地位，時返回器部分轉(zhuǎn)由氣動力面產(chǎn)生的氣動力來完成。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與b. 中Ma飛行狀態(tài)中Ma飛行狀態(tài)一般是指 返回器的飛行馬赫數(shù)Ma=2-8。這一階段飛行初期，利用氣動力俯仰和滾動，作慢速俯沖機(jī)動飛行。馬赫數(shù)約達(dá)到

16、4時，啟動方向舵，在反作用系統(tǒng)和方向舵作用下進(jìn)行方向。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與c.著陸飛行狀態(tài)飛行速度降到Ma<2時稱為著陸飛行狀態(tài)。這一階段，返器的完全由氣動力來完成。有動力的返回器的飛行就與普飛機(jī)的飛行一樣，無動力的返回器的飛行就像滑翔機(jī)的飛行一。當(dāng)Ma<0.8以下時，返回器開始進(jìn)場著陸飛行，此時全靠升降副翼來。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與返回器的穩(wěn)定和有翼返回器再入過程中， 返回器的平衡受到干擾破壞后能夠自動恢復(fù)到原來狀態(tài)的性能，稱為穩(wěn)定性。在飛行中，返回器能隨駕意圖(可以是自動駕駛的，也可以是手動駕駛)，改變飛狀態(tài)的能力稱為性。年12月19日六進(jìn)入式航天

17、器的制導(dǎo)與作用在返回器上的氣動力形成沿俯仰軸、滾動軸、偏航軸的氣動力矩。升力式返回器的穩(wěn)定性和性就是靠調(diào)整作用在三軸上的力矩大小和方向來實(shí)現(xiàn)的。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與氣動力部件升力式返回器的主要?dú)鈩恿γ媸菣C(jī)翼尾部的升降副翼和垂直尾翼上的方向舵。一般升降副翼用于俯仰方向舵用于偏航和滾動。，a. 升降副翼作俯仰b. 升降副翼作滾轉(zhuǎn)c. 方向舵作偏航。年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與美國航天飛機(jī)的組成航天飛機(jī)的系統(tǒng)系統(tǒng)要保證航天飛機(jī)在上升(發(fā)射)、入軌、軌道運(yùn)行、離軌再人和著陸等五個階段正常執(zhí)行任務(wù)，并要求多次使用。系統(tǒng)能重年12月19日六進(jìn)入式航天器的制導(dǎo)與美國航天飛機(jī)系統(tǒng)的組成導(dǎo)航是通過各種導(dǎo)航設(shè)備的測和數(shù)據(jù)處理，從而確定航天飛位置和速度矢量。制導(dǎo)就是在導(dǎo)航測量的基礎(chǔ)上， 算出航線與要求的軌道之間的偏，發(fā)出糾偏指令。就是根據(jù)制導(dǎo)指令飛機(jī)的速度、飛行方向