可重复使用运载器再入段导航关键技术研究

格式：pdf
大小：309.62 KB
文档页数：6

下载文档原格式

可重复使用航天器再入协同制导研究

2021年第3期导弹与航天运载技术 No.3 2021 总第380期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.380收稿日期：2019-05-30；修回日期：2019-08-22文章编号：1004-7182(2021)03-0071-07 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20210315可重复使用航天器再入协同制导研究李征1，陈海东2，彭博1，陈建伟1（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）摘要：从可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle, RLV ）协同飞行任务需求出发，针对多RLV 再入协同制导问题进行研究，设计了一种再入协同制导方案，重点对再入协同制导律进行设计。

该再入协同制导方案分为3部分：第1部分是再入前弹道规划，设计了基于伪谱法的轨迹规划方案，以时间协同作为约束条件，初步设计出满足协同要求的再入轨迹；第2部分是时间协调策略设计，以再入飞行时间可知性为目标，通过伪谱法对RLV 的飞行时间进行预测，实现多RLV 的再入协同飞行时间协调；第3部分是基于滚动时域控制思想的再入协同制导律设计，以飞行时间可控性为目标，将飞行时间作为强约束，使用伪谱法生成制导指令。

最后通过仿真验证了再入协同制导律的制导性能和整个再入协同制导方案的有效性。

关键词：可重复使用航天器；再入制导；协同制导；伪谱法中图分类号：V411.8 文献标识码：ACoordinated Reentry Guidance Law for Reusable Launch VehicleLi Zheng 1, Chen Hai-dong 2, Peng Bo 1, Chen Jian-wei 1(1. Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing, 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)Abstract: Aiming at the cooperative mission requirement of reusable launch vehicle, this paper studies the cooperative guidanceproblem of multiple RLV reentry, designs a cooperative guidance scheme for reentry, and focuses on the design of cooperative guidance law for reentry. The reentry guidance is divided into three parts. The first part is trajectory planning before reentry, a trajectory planning scheme based on pseudo-spectral method is designed, the scheme takes time collaboration as the constraint condition, and can preliminarily design the reentry trajectory that meets the requirements of collaboration. The second part is the design of time coordination strategy. In this part, aiming at the predictability of reentry flight time, the pseudo-spectral method is used to predict the flight time of RLV , and then coordinate the cooperative flight time of multiple RLVs. The third part is the design of reentry cooperative guidance law based on receding horizon control. Aiming at the controllability of flight time, this part regards flight time as a strong constraint and generates guidance instructions by pseudo-spectral method. Finally, the simulation results verify the performance of the reentry cooperative guidance law and the effectiveness of the whole reentry guidance scheme.Key words: RLV; reentry guidance; cooperative guidance; pseudo-spectral method0 引言可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle ，RLV ）是指可在地球表面和太空之间自由往返、可重复使用的多用途飞行器。

第二代可重复使用运载器及其再入制导技术

深入研究的可重复使用运载器再入制导关键技术。
关键词：可重复使用运载器；再入；制导
中图分类号：Ｖ１４２文献标识码：Ａ
ＳｃｎｎｒｔｎＲｅｓｂｅＬａｎｈＶｅｉｌｎｅｏｄＧｅｅａｉｕａｌｕｃｈｃｅａｄ０ｉｓＲｅｎｒｉａｃｃｎｌｇｅｔｅｔｙＧｕｄｎｅＴｅｈｏｏｉｓ
ＡｂｔａｔｈｅｓｂｅｌｕｃｅｉｌｓａｍａｅｅｏｍｅｔＲｎｆｓａｅｔａｓｏｔｔｎｓｓｍｎｔｋｙｔｃｎｌｇｅｒｓｒｃ：Ｔｅｒｕａｌａｎｈｖｈｃｅｉｉｄｖｌｐｎｅｄｏｐｃｒｎｐｒａｏｙｔａｄｉｅｅｈｏｏｉｓａｅｎｉｅｓ
ｕｄｒｄｖｌｐｎｅｍａｎｃｕｔｅｆｈｒｄＴｅｒｅｔｙｇｉａｃｏｅｓｃｎｅｅａｉｎｒｕａｌｕｃｅｃｅｓｏｌｅｎｅｅｅｏｉｇｉｔｉｏｎｒｓｅｗｏｌ．ｈｅｎｒｕｄｎｅｆｒｈｅｏｄｇｎｒｔｓｂｅｌｎｈｖｈｌｈｕｄｂｎｈｉｏｔｔｏｅａｉ
ＴａｈａＹｕＭｅｇｕＹａｇＹｏ，ｅＺｅｎｇｎｇＹｉｕ，ｎｌｎ，ｎｎｇＸｉｂｉ
（ｅｅｒｈａｄＤｓｎＣｎｅＣｉａＡａｅｆａｎｈＶｈｃｅｈｏｏｙＢｉｎ，００６Ｒｓａｃｅｉｅｔ，ｈｎｃｄｍｙｏＬｕｃｅｉｅｃｎｌｇ，ｅｉｇ１ｏ７）ｎｇｒｌＴｊ

跨大气层可重复使用运载器再入段自主导航研究

中图分类号：V448论文编号：10006SY0415202硕士学位论文跨大气层可重复使用运载器再入段自主导航研究作者姓名李瑾学科专业精密仪器及机械指导教师杨博副教授培养院系宇航学院Study of the autonomous navigation of spanning aerosphere reusable launch vehicleA Dissertation Submitted for the Degree of MasterCandidate：Li JinSupervisor：associate Prof. Yang BoSchool of AstronauticsBeihang University, Beijing, China中图分类号：V448论文编号：10006SY0415202硕士学位论文（跨大气层可重复使用运载器再入段自主导航研究）作者姓名李瑾申请学位级别硕士指导教师姓名杨博职称副教授学科专业精密仪器及机械研究方向自主导航学习时间自 2004年9月1日起至 2007年4月1日止论文提交日期 2007年3月8日论文答辩日期 2007年3月10日学位授予单位北京航空航天大学学位授予日期年月日关于学位论文的独创性声明本人郑重声明：所呈交的论文是本人在指导教师指导下独立进行研究工作所取得的成果，论文中有关资料和数据是实事求是的。

尽我所知，除文中已经加以标注和致谢外，本论文不包含其他人已经发表或撰写的研究成果，也不包含本人或他人为获得北京航空航天大学或其它教育机构的学位或学历证书而使用过的材料。

与我一同工作的同志对研究所做的任何贡献均已在论文中作出了明确的说明。

若有不实之处，本人愿意承担相关法律责任。

学位论文作者签名：日期：年月日学位论文使用授权书本人完全同意北京航空航天大学有权使用本学位论文（包括但不限于其印刷版和电子版），使用方式包括但不限于：保留学位论文，按规定向国家有关部门（机构）送交学位论文，以学术交流为目的赠送和交换学位论文，允许学位论文被查阅、借阅和复印，将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，采用影印、缩印或其他复制手段保存学位论文。

日本可重复使用运载器发展综述

日本可重复使用运载器计划为了满足未来航天活动日益多样的需求，日本正在开发在可靠性和成本效益方面明显优于现有系统的航天运输系统。

然而，由于近年来火箭发射接连失败，日本大范围地修订了原有的发射进度和研制计划，并停止了由H－2 运载火箭发射的不载人带翼返回式飞行器——HOPE －X 实验飞行器的研制，以提高现有航天运输系统的可靠性。

因此，高速飞行验证（HSFD）计划作为目前日本惟一正在进行的可重复使用飞行验证计划备受关注。

1 日本可重复使用运载器（ RLV）研制计划回顾日本早就意识到有必要在降低航天运输成本的同时提高运载器的可靠性。

为此，1999 年4 月，日本科技厅成立了空间活动委员会来管理航天运输系统的研制。

该委员会下设RLV 研制小组，专门负责RLV 的研制。

空间活动委员会于2000 年5 月提出了从现有一次使用运载火箭（ELV）向RLV 发展的规划。

其中，两级入轨运载器（TSTO）作为目标系统，其第一级采用吸气式发动机，第二级采用可重复使用火箭发动机。

日本RLV 的研制计划原打算分为3 个阶段，每个阶段的研究成果都要经过评审和修订。

第1 阶段研究的重点是发动机系统，包括吸气式发动机和可重复使用火箭发动机。

HOPE 实验飞行器将承担第二级运载器的飞行试验任务。

在第1 阶段的前5 年，重点研制涡扇直径为30cm 的ATREX 发动机。

ATREX发动机可使HOPE 的飞行马赫数达到6。

除了进行基础技术研究外，第1 阶段还将研制10t 级的可重复使用发动机。

这些基础技术研究的成果将经过地面试验和空中试验。

在超音速和再入飞行区域，运载器的系统性能将通过HOPE 的后续飞行试验来评估和验证。

HOPE 在某种程度上具有重复使用能力，HOPE 计划的高速飞行经验有助于TSTO 第二级的研制，对采用吸气式发动机的实验飞行器的研制也有帮助。

第2 阶段将为TSTO 的两级研制大尺寸实验飞行器。

每个飞行器都将单独进行飞行试验，其中第二级实验飞行器将由现有的ELV 发射。

可重复使用运载器复合控制研究

ＫＥＹＷＯＲＤＳ：Ｒｅｕｓａｂｌｅｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅ；Ｈｙｂｉｒｄｃｏｎｔｒｏｌ（ＲＬＶ）；Ｒｅ —ｅｎｔｒｙ；Ｒｅａｃｔｉｏｎｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍ（ＲＣＳ）
ｓｐｅｃｉｆｙａｅｒｏｓｕｆｒａｃｅｄｅｌｆｅｃｔｉｏｎｓａｎｄｊｅｔｉｆｉｒｎｇｓａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｄｙｎａｍｉｃｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｔｈｅａｎｇｌｅｏｆａｔｔａｃｋ．ＲＣＳａｎｄａｅｒｏ
第３０卷第１０期
文章编号：１００６— ９３４８（２０１３）１０— ００７６— ０５
计
算
机
仿
真
２０１３年１０月
可重复使用运载器复合控制研究
刘超逸，唐硕，许志
（西北工业大学航天学院，陕西西安７１００７２）摘要：可重复使用运载器再人过程中飞行范围广，参数变化剧烈，具有不确定性问题，所以需要同时使用ＲＣＳ和气动舵面对飞行器进行姿态控制。针对ＲＬＶ再入和不同执行机构的特点，首先把ＲＣＳ和气动舵两套执行机构简化一套控制系统，提高自动驾驶仪设计效率，之后提出了一种根据动压和攻角进行控制指令分配的方法，通过动压和攻角得到气动舵面的控制效
率，从而完成气动舵和ＲＣＳ之间控制指令分配，完成ＲＣＳ到气动舵的控制过渡。最后在Ｍａｔｌａｂ环境下建立了运载器俯仰

可重复使用运载器再入轨迹与制导控制方法综述

运载器再入轨迹与制导控制方法关系
运载器再入轨迹与制导控制方法之间存在密切的关系。再入轨迹的设计与制导控制方法的选用是相互影响、相互制约的。一方面，再入轨迹的参数和特性会对制导控制方法的设计产生影响；另一方面，制导控制方法的优劣和控制精度会影响再入轨迹的稳定性和精度。
在未来的发展中，随着先进传感器、计算技术和优化算法的应用，运载器再入轨迹与制导控制方法的综合设计和优化将更加重要。同时，随着空间任务的不断扩展和复杂化，对再入轨迹和制导控制方法的需求将更加多元化和个性化，需要发展更加灵活、高效、智能的再入轨迹与制导控制方法。
运载器再入轨迹研究现状
运载器再入轨迹是指运载器在进入地球大气层后，从太空返回地面的运动轨迹。根据不同的需求和应用场景，再入轨迹可分为反弹式、升力式和电推进式等类型。
反弹式运载器是一种常见的再入轨迹类型，其优点在于结构简单、制造成本低，适用于对成本敏感的民用航天任务。然而，由于其再入速度较高，对地面的冲击较大，因此在军用航天任务中具有一定的局限性。
基于机器学习的制导控制利用机器学习算法对大量的训练数据进行学习，建立描述运载器运动规律和环境特征的模型，实现运载器的自主导航和制导控制。这种制导控制方法具有较好的适应性和学习能力，能够自动调整和优化制导控制策略，适用于对环境变化响应快速的任务。然而，其需要大量的训练数据和计算资源，且模型的泛化能力和鲁棒性有待进一步提高。
谢谢观看
可重复使用运载器再入轨迹与制导控制方法综述
目录
01 运载器再入轨迹与制导控制方法综述
02
运载器再入轨迹研究现状Biblioteka 03制导控制方法研究现状
04
运载器再入轨迹与制导控制方法关系
05 结论

基于联邦UKF的可重复使用运载器再入段组合导航

基于联邦UKF的可重复使用运载器再入段组合导航
任芳;罗建军
【期刊名称】《计算机辅助工程》
【年(卷),期】2008(17)3
【摘要】针对航天科技领域的再入问题,根据导航系统状态方程非线性的特点,设计基于联邦滤波的VKF(Unscented Kalman Filter)算法,并应用于可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle,RLV)的组合导航系统.对基于该算法的RLV组合导航(惯性导航、卫星导航和天文导航)系统进行仿真,并与传统的基于联邦滤波算法对组合导航系统进行比较.结果表明,提出的组合导航方案和基于联邦滤波的UKF算法能提高导航精度、鲁棒性和容错性.
【总页数】5页(P49-53)
【作者】任芳;罗建军
【作者单位】西北工业大学,航天学院,西安,710072;西北工业大学,航天学院,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】V249.32;TP391.9
【相关文献】
1.组合导航技术在可重复使用运载器再入段的应用研究 [J], 李瑾;杨博
2.基于联邦UKF算法的月球探测器自主组合导航 [J], 刘勇;徐世杰
3.基于双联邦UKF算法的组合导航数据融合方法 [J], 吴志峰;吴军;王蕊
4.基于联邦UKF算法的移动机器人自主组合导航 [J], 郭剑辉;赵春霞;石杏喜
5.异步联邦UKF的GNSS/SINS/摄影定位组合导航算法仿真 [J],
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

组合导航技术在可重复使用运载器再入段的应用研究

重复使用。
人点（飞行高度，速度）到末端能量管理短的起点
在２世纪６年代就提出了单级人轨天地往ＯＯ返运载系统的概念，９１年４月１日美国“ 伦１８２哥
比亚 ” 航天飞机成功飞行，现了天地往返运号实
（飞行高度，速度，马赫数）末端能量管理段是；从高度降到高度为止，有翼航天器通常从高度约
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ＩＳ和ＩＳＳＲ导航滤波计算机仿真，ＮＮ／Ａ并对仿真结果
进行了误差分析。关键词：入飞行段；／ｇ末端能量管理；ＳＩＳＳＲ组合导航Ｉ；／ＡＮＮ
运载器的第一代是以航天飞机为代表的部分可重复使用运载器。第二代跨大气层可重复运载器是于８Ｏ年代末，国外开始研发的新一代完全可重复
使用运载器，表性的型号有：其代Ｋ一１Ｘ一３、、３Ｘ
一
３Ｘ一３。４、７
（）３地球是一个绕自身轴旋转的均匀球体。（）４大气相对地球是静止的，在同一高度且上均匀。以时间为自变量，虑地球自转时，考飞行器的
为，马赫数为时开始下滑，到高度约为切入一假想的校准圆柱，开始沿此圆柱表面作变过载和变
输系统的部分可重复使用。５Ｏ年代，前苏联、法
国、国、国、英德日本等各航天大国纷纷推出了自
己的可重复使用运载器方案和研制计划，包括吸气式空天飞机、以火箭为动力的单级或多级入轨

可重复使用运载器自动着陆分段制导策略

犃犫狊狋狉犪犮狋：Ａｐｉｅｃｅｗｉｓｅｇｕｉｄａｎｃｅｓｔｒａｔｅｇｙｏｆｕｎｐｏｗｅｒｅｄａｕｔｏｌａｎｄｉｎｇｆｏｒｒｅｕｓａｂｌｅｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｉｓｐｒｏｐｏｓｅｄｂａｓｅｄｏｎｎｏｎｔｒａｊｅｃｔｏｒｙｔｒａｃｋｉｎｇｍｅｔｈｏｄｓ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅａｕｔｏｌａｎｄｉｎｇｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓａｎｄｔｈｅｓｈｉｆｔｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｔｗｏｐｈａｓｅｓ，ｗｈｉｃｈａｒｅｔｈｅｔｅｒｍｉｎａｌａｒｅａｅｎｅｒｇｙｍａｎａｇｅｍｅｎｔｐｈａｓｅａｎｄｔｈｅａｐｐｒｏａｃｈｉｎｇａｎｄｌａｎｄｉｎｇｐｈａｓｅ，ｖｅｒｔｉｃａｌａｎｄｈｏｒｉｚｏｎｔａｌｐｉｅｃｅｗｉｓｅｔｒａｊｅｃｔｏｒｉｅｓａｒｅｄｅｓｉｇｎｅｄ，ｅａｃｈｐｉｅｃｅｏｆｔｒａｊｅｃｔｏｒｙｉｓｍａｔｃｈｅｄｗｉｔｈａｇｕｉｄａｎｃｅｌａｗ，ａｎｄｔｈｅｄｒａｇｐａｎｅｌｃｏｎｔｒｏｌｓｔｒａｔｅｇｙｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄｔｏｓｏｌｖｅｔｈｅｍａｘｉｍｕｍｄｙｎａｍｉｃｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｎｔｒｏｌｐｒｏｂｌｅｍ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓｃａｎｓａｔｉｓｆｙｔｈｅｒｅｓｔｒｉｃｔｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｗｉｔｈｔｈｅａｄｖａｎｔａｇｅｓｏｆｇｒｅａｔｒｏｂｕｓｔｎｅｓｓｕｎｄｅｒｔｈｅｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｎｄｅａｓｙｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ．
关键词：可重复使用运载器；自动着陆；分段制导；等动压下滑；最大动压控制中图分类号：Ｖ４４８．２，Ｖ２４９．１文献标志码：Ａ犇犗犐：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００１５０６Ｘ．２０１９．０４．２２
第４１卷第４期

航空航天工程师的航天器再入技术

航空航天工程师的航天器再入技术航空航天工程师是科技领域中备受尊敬的职业之一。

他们负责研发、设计和测试能够进入大气层并再次返回地球的航天器。

航天器再入技术是航空航天工程师必须精通的关键领域，本文将探讨航天器再入技术的重要性和相关挑战。

I. 航天器再入技术的背景航天器再入是指航天器从太空返回大气层并成功降落的过程。

这是航空航天工程中最具挑战性的任务之一，成功完成再入任务需要克服重力、气动、高温等多种复杂因素带来的影响。

航天器再入技术的发展对于人类探索太空和实现可再入运载工具的重复使用具有关键意义。

II. 航天器再入技术的关键挑战1. 高速再入带来的挑战航天器再入过程中，航天器将以超音速速度进入大气层，这将带来气动力学和热力学上的巨大挑战。

航天器面对的高温、高压等环境会对结构和材料产生极大的压力，航天器再入技术需要确保航天器在再入过程中保持结构完整性以及系统的可靠性。

2. 再入姿态控制的难题再入姿态控制是航天器再入过程中一个至关重要的环节。

航天器需要在高速、高温的环境下保持良好的稳定性和准确的飞行轨迹，以确保安全降落。

航天器再入技术需要研究并应用先进的控制系统来实现精确的再入姿态控制。

3. 再入过程中的热防护再入过程中，航天器面对高速进入大气层带来的巨大热量。

热防护系统是保护航天器免受高温腐蚀的关键组件。

航天工程师研发先进的热防护材料和结构，确保航天器再入过程中表面温度和内部温度的平衡，保护航天器系统的安全和完整。

III. 航天器再入技术的现状与未来发展目前，航天器再入技术已经取得了重要的突破和进展。

例如，航天工程师开发了多层热防护结构、先进的再入控制系统和改进的再入轨迹规划技术。

这些创新推动了航天器再入技术的发展，并为未来深空探索和太空旅行奠定了技术基础。

未来，航空航天工程师将继续研究和改进航天器再入技术。

他们将通过模拟再入环境、优化热防护材料和结构，以及改进再入控制算法等方式，提高航天器再入过程的安全性和可靠性。

1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。

力系数。
气动阻力 D = ρ (vcv)2 Sref CD /(2mg0 ) 气动升力 L = ρ (vcv)2 Sref CL /(2mg0 ) ，
vc = g0R0 , g0 = 9.81m / sec2 , R0 = 6378km
其中 ρ －大气密度，Sref －飞行的相关区域，v －飞行速度，σ －倾斜滚转角，ψ －航向角， γ －轨迹倾角，r －高度，θ －经度，φ －纬度，ω －地球自转角速度，S －机翼面积， g —重力加速度，
-2-

末端能量管理段的气动系数关系可表
示如下：
CD
= CD0
+
KC
N L
，其中 CD、CL 可
根据已知数据进行曲线拟合得到。
再入段的大气密度采用USSA76大气密度模型，用已知大气密度数据进行曲线拟
合。
对再入段轨道进行仿真结果见图1。
x 104velocity(ft/s) 3
航天器再入大气层问题一直是航天领域科技发展的重点与难点之一。美国及欧洲航天局已经进行了多年的可重复使用运载工具(RLV)的研究，飞行器的再入过程中，高精度的导航系统是设计者追求的目标之一。本文参考国外跨大气层可重复使用飞行器导航系统的发展现状，并分析其再人大气层飞行过程的非线性动力学建模与仿真技术，以及再此基础上对再入段导航进行研

可重复使用运载器再入段导航关键技术研究
李瑾，杨博
北京航空航天大学宇航学院，北京（100083）摘要：在对国内外可重复运载器的发展现状和各导航方法进行了深入分析后，本文根据飞行器再入飞行段动力学方程，建立再入段飞行轨道。根据再入飞行其各段的飞行特点及各种导航方法的原理，分析导航方法的特点及适用范围，提出适合于我国的再入飞行不同阶段的自主导航方法。对再入飞行中的末端能量管理段进行全面研究，针对末端能量管理段飞行特点，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，提出了进一步提高航天器末端能量管理段导航的可靠性和自主性的方案。关键词：再入飞行段，末端能量管理，INS，INS/SAR 组合导航
3285
3280
做匀速直线的平移运动，但在实际中不可能
完全做到这一点，常用INS提供的速度变化信息对SAR进行补偿。其中机载做大机动时，SAR无法正常工作，利用INS进行短时间定位。
导航观测方程为INS/SAR的航向角、纬度和经度的差值，并引入气压高度表的信
息：
⎡ ⎢ Z =⎢
φI − φS (LI − Ls )(RM + h)
5.1 末端能量管理段导航仿真
航仿真结果及误差图如图2、3、4、5、
末端能量管理段的高度是从 25km到 6：
3km，是整个再入过程中最为复杂的一段，
因此对导航系统的导航精度、容错性等整体性能也提出更高的要求。飞行器在TAEM段做无动力飞行。美国航天飞机采用的方法是将TAEM段轨迹分为S型转弯段、捕获段、航向调整段和着陆预备段。
v = 762m / s ，马赫数 M = 2.5 ），末
端能量管理段是从高度 h = 25km 降到高度 h = 3km 为止，该段的任务是引导航天器与
航向校正柱面相切。航向校正柱面是在跑道
的延长线左右各有一个半径约为 6km 的圆柱面。有翼航天器通常从高度约为 25km ，马赫数为 2 ~ 3 时开始下滑，到高度约为 11 ~ 12km 切入一假想的校准圆柱，开始沿
国外跨大气层可重复运载器的第一代是以航天飞机为代表的部分可重复使用运载器。第二代跨大气层可重复运载器是于80 年代末，国外开始研发的新一代完全可重复使用运载器，其代表性的型号有：K-1、X-33、 X-34、X-37。与航天飞机相比,第二代可重复使用运载器更重视机载GNC 系统的自主性、自适应性、鲁棒性和智能化。
•
v
=
−D −
sin γ
+ ω 2r cosφ(sin γ
cosφ
−
r2
cos λ sin φ cosψ )
•
γ
=
1 [L cosσ
+ (v2
−
1 )( cos γ
) + 2ωv sinψ
v
rr
cosφ + ω 2r cosφ(cosγ cosφ + sin γ cosψ sin φ)]
•
ψ
=
1 [ L sin σ
+
v2
cos γ
sinψ
tan φ
+
ω2r
(1)
v cosγ r
cos γ
sinψ sinφ cosφ − 2ωv(tan γ cosψ cosφ − sinφ)]
•
r = v sin γ
•
θ
=
v cosγ
sinψ
r cosφ
•
φ
=
v cosγ
cosψ
r
其中 ρ －大气密度，Sref －飞行的相关区域，v －飞行速度，σ －倾斜滚转角，ψ －航向角， γ －轨迹倾角，r －高度，θ －经度，φ －纬度，ω －地球自转角速度，S －机翼面积， g —重力加速度， ρ －大气密度， CD 、 CL 分别为阻力和升
此圆柱表面作变过载和变倾角的盘旋下降，以获得较好的速度和高度的变化。当达到
3km 的高度时，方向已对准跑道，开始着陆
下滑。着陆段的任务是引导航天器在跑道上安全准确着陆。
再入飞行的特点是速度快、攻角大、气动力干扰大。根据再入段飞行特点及导航自主性的考虑，设计如下的导航方案：
再入初期，其中80～54.8km处，再入飞行过程中存在黑障区现象，其间等离子鞘将中断GPS导航、无线电导航与通信。而惯导 /天文组合导航系统是一种自主式导航，由于天体目标的不可干扰性和天文导航系统可同时获得高精度的位置、航向信息，能全面校正惯导系统，在军事上有重要意义，因此在此飞行阶段，选用惯导/天文的组合导航方式。
⎤⎡ ⎥⎢ ⎥=⎢
φU (RM + h)δL
⎤ ⎡V1 ⎤
⎥ ⎥
+
⎢⎢V2
⎥ ⎥
=
⎢⎢(λI ⎣
−
λS )(RN hI −
+ he
h)
cos
L⎥ ⎥ ⎦
⎢( ⎢⎣
RN
+
h) cos δh
Lδλ ⎥ ⎥⎦
⎢⎢⎣VV43
⎥ ⎥⎦
⎡ ⎢ ⎢⎢04×2 ⎢ ⎣
1000 0
0
0 0 0 0 (RM + h) 0
地球坐标系中二维滤波图（惯导与 INS/SAR组合比较） 3300
INS INS/SAR
3290
3280
Za(km)
系统的状态方程为惯导的误差方程：
3270
X = [φE ,φN ,φU ,δvE ,δvN ,δvU ,δL,δλ,δh, ε bx , ε by , ε bz , ε rx , ε ry , ε rz , ∇ x , ∇ y , ∇ z ]
4、飞行器将总是处于静止状态(即不存
在空气动力学力矩)。
末端能量管理段 [1] 采用地平坐标系，轨
道方程如下：
•
v = −D − g sin γ
•
γ
=
L cosφ
−
g
cos γ
vv
•
ψ
=
L sinφ
v cosγ
（2）
•
h = v sin γ
•
xபைடு நூலகம்= v cosγ cosψ
•
y = v cosγ sinψ
进场着陆段，可考虑导航方式为 INS/SAR/TAN，气压高度表引入高度信息，如果精度不够的话，考虑用GPS或双星来解决高度不可观问题。
-3-

5．末端能量管理段导航仿真及分析
150‘’, 航向误差角为 300‘’, 经纬度误差角为1‘’, 高度误差为 30m ,导
现有条件，本文对此仿真进行了简化：
CL
=
CL0
+ CL1α , CD
=
CD0
+ CD1α
+
CD
α 2
2
(Mach > 2.5) ，α 是攻角
再入初期参见哥伦比亚号航天飞机中
的参数为：
CL0 = −0.14490,CL1 = −0.02924 CD0 = −0.07854, CD1 = −6.15920 ×10−3 CD2 = −6.21408 ×10−4
2.1 再入段轨道模型
参考美国航天飞机，并假设： 1、飞行器为无动力返回的质点。
2、侧滑角 β 为0。(即侧向力 Z =0)。
3、地球是一个绕自身轴旋转的均匀球体。
4、大气相对地球是静止的，且在同一高度上均匀。
以时间为自变量，考虑地球自转时，飞行器的再入质点轨道方程为：
-1-

flight path angle(deg) 0
-50 2
-100 1
-150
0 0
300
-200
2000 4000 0
2000
azimute (deg)
x 105altitude(ft)
4
4000
200
3
100
2
0
1
-100 0
30.838
2000 latitude(deg)
0 4000 0
-167
坐标原点在飞机跑道开端的中心点，
+ x 轴指向跑道中心线， + y 轴指向飞机跑道右侧， + z 轴向下。