航天器再入返回控制第15讲to12级

1、进入式航天器的制导与2)过渡段，这一段是在稀薄气中，返回舱基本上按天体力学律飞行的自由段，称为返回过渡段。道3)再入段，返回舱进入地稠密大气后，气动力作用显著的返回轨道段称为再入段。4)着陆段，利用着陆系统或滑翔飞行使返回舱着陆的航行轨道，为着陆段。年12月19日六进入式航天器的制导与轨道可分为导航和制导两部分导航的任务是确定航天器在轨道上的位置和速度。制导的任务则是按着一定的制导规律航天器按要求的轨道运动。年12月19日六进入式航天器的制导与进入(返回)过程的制导和的基本任务是使进入(返回)器脱离 原来的运行轨道，建立 并转入进入(返回)轨道， 使进入器再入并通过大 气层，安全无损降落在预定

2、的着陆区内。年12月19日六进入式航天器的制导与进入制导和内容:的主要1) 脱离运行轨道的2) 建立进入轨道的3) 进入段轨道4) 着陆段导航年12月19日六进入式航天器的制导与脱离运行轨道转入进入轨又包含如下的内容1) 建立进入轨道所在平道的的2) 确定离轨点的3) 获得离轨速度矢量V4) 决定进入点的位置，进入角和进入速度的大小年12月19日六进入式航天器的制导与返回式航天器的分类根据返回器在再入段的气动特性，可以分为1)弹道式返回航天器， 对升力大小和方向均不加以和利用的航天器，称为弹道式返回航天器。它具有两个显著特点：返回舱的着陆点散布大；阻力最大过载值高。年12月19日六进入式航天器

3、的制导与2) 弹道-升力式返回航天器，通过质心配置的方法，对升力加的返回器称为弹道-升力式以返回航天器。3)升力式返回航天器，过在再入段调整升力，可以增大调整轨道的能力和增大机动飞行的范围，使返回式航天器水平着陆和着陆到指定的机场跑道上成为可能。年12月19日六进入式航天器的制导与弹道式进入器的系统在离和着陆两个阶段起作用。对进入段一般不进行，进入姿态是依靠进入器的气动力外形与心位置所产生的稳定储备来证的。,着陆段是用气动力器于中途受到大气密度变化等扰动后法再进行轨道修正，所以进入器落精度低。年12月19日六进入式航天器的制导与弹道-升力式进入器论在离轨段、进入段和着陆段系统都进行工作。在入段

4、通过改变滚动角以控制升力在水平和垂直方向分量的大小，对进入段轨道实时进行修正，降低最大过载，提高了航天器进入着陆落点精度。年12月19日六进入式航天器的制导与升力式进入器利用高升阻比进入器的形体产生较大的升力进的，它在离轨段、人段和着陆段都进行。由于升力足够大使着陆段轨道平缓水平着陆，可以实现无损定点着陆，并且通过升力使进入器的落点精度、受热情况和最大载都满足要求。过年12月19日六进入式航天器的制导与进入器进入大气层后制导和控的任务是保证进入器在一定的精范围内，在预定的着陆区安全着。影响进入器制导导航和工作的主要因素如下：系1) 进入器气动力特性如升阻的不确定性2) 进入器的质量特性及其化及

5、惯量矩变化、结构的振型率等年12月19日六进入式航天器的制导与3) 发推力变化和推力偏心4) 航天员(或仪器)的极限5) 挠性体动力学对6) 初始条件变化过的的影响7) 进入点位置、进入角和进入角速度误差8) 轨道和姿态敏感器测量和装误差9) 地球或进入行星的大气特性年12月19日六进入式航天器的制导与进入器质量特性的不确定性，特别是升阻比的不确定性直接影响制导导航大气密度的不确定性、陀螺和系统的品质。度计的漂移以及在开始进入大气层时初始位置和初始速度误差等都会使制导和产生差。年12月19日六进入式航天器的制导与进入制导方法分两类一类是利用对落点航程进行能力的制导方法称称航程落点法(或法)另一

6、类是利用标准轨道的制导方法称标准轨道法。年12月19日六进入式航天器的制导与落点法是在进入器计机内存贮对应理论落点的特 征参数，根据导航平台测量的进入器的状态参数，实时进行落点计算并将计算的结果与理论落点进行比较，形成误差控信号输入计算机制导方程中按着规定的制导规律进入的姿态角变升力的大小和方向，以实现进入器的着陆落点。年12月19日六进入式航天器的制导与落点法着眼于每时每刻实际进入轨道对应的落点与理论设计落点的误差，并根据这一误差值和加热量限制及过载限制产生入器轨道实现制导指令，对进。落点法具有较高的落点精度，并且对进入时的初始条件的误差不敏感。但是落点法要求进入器计算机有较快的计算速度和比

7、较大的存贮容量，而且方案比较复杂。年12月19日六进入式航天器的制导与利用导方法利用方法即能力的制能力的制导落点法。这种制导方法要连续进入器抵达预定的落点并选择不超出加热量和过载限度要求的再入轨道，使进入器安全无损降落在着陆区内。年12月19日六进入式航天器的制导与利用能力的制导方法落点法一般又可分为两种:一种是法;另一种是近似法。法用进入器上的计算机对进入器运动学微分方程进行计算求解。根据实时测出的状态量，连续求出各种可能的解，以提供制导和使用。年12月19日六进入式航天器的制导与利用能力的制导方法法的主要优点是:它能处理各种的飞行条件，并具有航程落点、过载和加热量等的能力。因而是比较的方法

8、。法的主要缺点是:求解运动学微程的计算量大，要求计算机计算速度存贮容量大，要求计算机具有较高的。一般要求5-10s要预报轨道和落点一年12月19日六进入式航天器的制导与近似近似法法和法不同，它利用一种近似解法来代替运动学微分方程的求解。对大气层以外的轨道可用无阻的牛顿二体运动方程的近似解， 对于大气层内的轨道，一般将轨道分段进行近似求解，根据各段的轨道特征使其服从某一个近似解。年12月19日六进入式航天器的制导与近似法如:近似视为飞行高度不变，近似视为飞行路径角不变或者通过保负况。近似度近似不变等情法近似法的缺点在于只能用于能够从的轨道。上说明符合设计年12月19日六进入式航天器的制导与标准轨

9、道法将实测轨道参数与标准轨道参数进行比较，产生误差信号。以误差信号为输入通过制导方程算出进入器的姿态角和姿态角速度，向姿态系统发出指令，调整进入器的姿 态角，从而改变升力的方向， 实现进入器进入轨道的制导。年12月19日六进入式航天器的制导与标准轨道法着眼于实测轨道与标准轨道参数的比较，实时形成误差信号，实现进入器的进入轨道控制，达到着陆点的目的。标准轨道法的优点是:律简单，容易实现，对计算机的速度和容量要求都可以适当降低。缺点是：落点精度较低，落点精度受进人初始条件误差以及再人过程中气动扰动等因影响较大。的年12月19日六进入式航天器的制导与利用标准轨道的制导方法将标准轨道的状态变量计算出

10、来，贮存在进入器计算机存贮器中，然后与导航装置测得的进入器的状量加以比较，将状态变量的变量用于制导系统，进入器标准轨道到达目的地。采用这种制导方法必须选取一条标准轨道(理论轨道)。标准轨道可在再入之前通过最佳化程序选取。年12月19日六进进入入式式航航天天器的的制制导导与与 利用标准轨道的制导方法标准轨道的制导方法，要求贮存状态变量为给定自变量的 数。在某些情况下也贮存反馈控制增益。自变量可以是时间或是速度，也可以是一个状态变量或是一组状态变量。以速度作自变量较之以时间作自变量的轨道控制能力要大些。年12月19日六进入式航天器的制导与利用标准轨道的制导方法固定反馈增益当采用固定反馈增益K，以时

11、间t作自变量时规律是æöL+ Kdv + Kdh + Kdu + Kd x=ç÷1234èDø0t如用速度作为自变量，固定反馈增益规律为的应用上述两种制导规律时，如果受控轨道对标准轨道的偏离，可能有一项或几项反馈增益用不上。年12月19日六L= æLö+ Kd v + Kd h + Kd x Dç D÷123èø 0t进入式航天器的制导与利用标准轨道的制导方法最佳化反馈增益一组随时间变化的反馈定的某种性能指标达到最佳增益可。因不同的性能指标最佳化的结果不同， 首先确定系统的性

12、能指标,同时还应系统满足必要的条件和约束æöLL+ Ldv + Ldh + LdLd x=+uç÷1234DèDø0t是按最佳化方法确定的时变增益。年12月19日六进入式航天器的制导与利用标准轨道的制导方法利用系数逼近法进行的制导利用系数逼近法的制导是一种有 按标准轨道进行的制导方法。如果要在实际轨道大大偏离标准轨道的 下这一方法也能适用，则需要采用过以保证理论落点仍在预先要求的之内。æLö¶ ç÷æöLLèø¶ xD( - x dv

13、- ld+ d x )=+ Khç÷12DèDø0t年12月19日六进入式航天器的制导与进入制导和计要求系统设再入轨道应在最大的动(或过载系数)和总加热量 或最大加热率)所确定的包线之内。这个包络线是再 入角、再入速度、攻角和滚角的函数。年12月19日六进入式航天器的制导与利用标准轨道的制导方法进入制导和进入制导和系统设计要求系统应具有足的控能力，保持在各种可能的扰动情况下，入结束时进入器的位置和速度均定值。超过不能将进入器导引到再入走廊之外， 不能使其再入轨道超出所有确定的边界件，特别是加热量限度和最大过载极限。年12月19日六进入式航天器的制导与进入

14、制导和进入制导和系统设计要求系统应具有稳性并有足够的稳定裕度。进入制和系统质量要小、体积要小、耗要低。进入制导和系统要对进入器的质量特性变化不敏感。入制导和方案，系统应尽量采用自完成制导和任务。年12月19日六进入式航天器的制导与升力式返回器的离轨过程的主要是使返回器以所需要的攻角姿态并按规定的再人角进入再入走廊。再入大气层后，各种气动力面不能提供足够大的力，因此采用反作用推进系统进行姿态。当返回器下降到一定高度，气动力而能提供够用的力时，俯可以改用气仰和滚动两个方向的动力舵年12月19日。六进入式航天器的制导与升力式返回器在再入段产生较大的升力，在着陆段不用气动力器。因此升力式返回器在整个再

15、入段从再入点到着陆点对其滚动、俯仰、偏航三个轴都进行。根据升力式返回器再入轨道和对其着陆点的要求不同，其制导方法也不一样。年12月19日六进入式航天器的制导与a. 高Ma飞行状态高Ma飞行状态一般是指返回器的飞行马赫数约大于8的状态返回器离轨后转入返回轨道，在高真空中飞行，气动力作用很小，此时返回器的姿态全部由反作用控制系统来完成。再入大气层后，气动力就取得了主导地位，时返回器部分转由气动力面产生的气动力来完成。年12月19日六进入式航天器的制导与b. 中Ma飞行状态中Ma飞行状态一般是指 返回器的飞行马赫数Ma=2-8。这一阶段飞行初期，利用气动力俯仰和滚动，作慢速俯冲机动飞行。马赫数约达到

16、4时，启动方向舵，在反作用系统和方向舵作用下进行方向。年12月19日六进入式航天器的制导与c.着陆飞行状态飞行速度降到Ma<2时称为着陆飞行状态。这一阶段，返器的完全由气动力来完成。有动力的返回器的飞行就与普飞机的飞行一样，无动力的返回器的飞行就像滑翔机的飞行一。当Ma<0.8以下时，返回器开始进场着陆飞行，此时全靠升降副翼来。年12月19日六进入式航天器的制导与返回器的稳定和有翼返回器再入过程中， 返回器的平衡受到干扰破坏后能够自动恢复到原来状态的性能，称为稳定性。在飞行中，返回器能随驾意图(可以是自动驾驶的，也可以是手动驾驶)，改变飞状态的能力称为性。年12月19日六进入式航天

17、器的制导与作用在返回器上的气动力形成沿俯仰轴、滚动轴、偏航轴的气动力矩。升力式返回器的稳定性和性就是靠调整作用在三轴上的力矩大小和方向来实现的。年12月19日六进入式航天器的制导与气动力部件升力式返回器的主要气动力面是机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滚动。，a. 升降副翼作俯仰b. 升降副翼作滚转c. 方向舵作偏航。年12月19日六进入式航天器的制导与美国航天飞机的组成航天飞机的系统系统要保证航天飞机在上升(发射)、入轨、轨道运行、离轨再人和着陆等五个阶段正常执行任务，并要求多次使用。系统能重年12月19日六进入式航天器的制导与美国航天飞机系统的组成导航是通过各种导航设备的测和数据处理，从而确定航天飞位置和速度矢量。制导就是在导航测量的基础上， 算出航线与要求的轨道之间的偏，发出纠偏指令。就是根据制导指令飞机的速度、飞行方向