航天再入制導

航天再人制導就是控制飛行器再入段的飛行狀態，以滿足下一段飛行的要求。無論是載人飛船的返回艙，還是太空梭的軌道飛行器，為了成功地返回到地球上，必須解決好再入軌道的設計和制導方法的選擇問題。合適的軌道設計和制導規律可以使太空飛行器再人時受到的過載減小，熱負荷減輕，且可以減小著陸點的偏差。

再入制導的任務是使太空飛行器在優良的熱力學環境中飛行，並精確地滿足各種約束。太空飛行器再入制導方法主要分為兩類：第一類是跟蹤預先設計好的標準軌道的標準軌道制導法；第二類是利用預測能力對落點航程進行預測的預測制導方法。

基本介紹

• 中文名：航天再入制導
• 外文名：航天再入制導
• 方法：標準軌道制導法、預測落點法

簡介

無論是載人飛船的返回艙，還是太空梭的軌道飛行器，為了成功地返回到地球上，必須解決好再入軌道的設計和制導方法的選擇問題。合適的軌道設計和制導規律可以使太空飛行器再人時受到的過載減小，熱負荷減輕，且可以減小著陸點的偏差。

再入制導的任務是使太空飛行器在優良的熱力學環境中飛行，並精確地滿足各種約束。太空飛行器再入制導方法主要分為兩類:第一類是跟蹤預先設計好的標準軌道的標準軌道制導法;第二類是利用預測能力對落點航程進行預測的預測制導方法。本領域的理論研究在20世紀50年代末60年代初便取得了很大的進展並趨於成熟。20世紀60年代初至80年代末，再入制導理論先後在載人飛船、太空梭上得到成功的套用與發展。

在新一代可重複使用運載器(reusable launch vehicles RLV)需求的牽引下，NASA中心於1999年底開始啟動AG&C( Advanced Guidance and Control )計畫‘”。此後，研究自主的、自適應的和魯棒的再入制導方法開始形成新一輪的再入制導律研究高潮，各種方法層出不窮，例如模型參考自適應方法、神經網路自適應制導律、模糊自適應制導律等，形成了一個百花齊放的局面。但是從再入制導策略來說，依然可以分為標準軌道制導方法和預測制導方法兩種。

標準軌道制導法

標準軌道制導法通常分為離線彈道規劃和線上彈道跟蹤兩部分，它是在實際太空飛行器中得到成功套用的制導方法。特別是美國太空梭所取得的巨大成就，奠定了標準軌道制導方法在太空飛行器再入制導中的牢固地位。太空梭所採用的標準軌道再入制導方法也成為了其它再入太空飛行器返回控制事實上的標準。而標準軌道再入制導方法的發展也緊密圍繞著太空梭的發展而展開。

太空梭再入制導分為縱向和側向分別進行制導。縱向制導跟蹤阻力加速度剖面，並根據飛行狀態調整阻力剖面以滿足要求的航程。側向制導採用基於漏斗曲線的開關控制方式通過調整傾側角的符號來保證航向角的精度。離線彈道規劃可以設計出滿足各種約束條件的最優彈道。但線上實現的時候，由於太空梭僅使用傾斜角來控制氣動力以及太空梭存在非線性動力學特性，參考彈道往往不能夠被精確地跟蹤，特別是橫程和航向角有較大的誤差。

縱向制導

縱向制導控制縱向航程，有多種方法。

常增益法以時間t作為自變數，狀態變數為飛船速度的(當地)水平分量u和垂直分量v，飛行高度h及縱向航程 (用地心角表示)，其制導規律為

式中 為基準軌道的升阻比(在軌道面內的投影值);比。 表示狀態變數誤差(實時值與預存值之差。 為增益常數。

基準軌道法在實際中得到了很好的套用。在正常的再入條件下性能良好，對船載計算機的計算速度要求較低。缺點是不夠靈活，應付大偏差再人條件能力差，所需記憶體較大，為應付多種再人條件，需貯存多條基準軌道等。

橫向制導

縱向制導律確定升力的縱向分量 。由於飛船的升阻比L/D基本上是恆定的 ，可由調整滾動角 來獲得：這樣升力的橫向分量(L/D)sin 也就確定了。

預測落點法

預測落點法是以消除實際軌道的預報落點位置和預定落點位置之間的偏差為目的的制導方法，即控制最終狀態，使實際落點和預定落點相重合。
預測落點法的一個重要問題是預報落點位置，這可採用快速預報法或解析預報法。解析預報法限制因素較多，精度較差，不如快速預報法。快速預報法用數值方法解運動微分方程，要求計算速度較高。在計算技術充分發展的今天，宜採用快速預報法。
快速預測落點法的優點是:具有應付大範圍變化的再人條件的能力;過載，熱流，落點等參數可以預先獲得；可為太空人顯示必要的信息，為人參與控制提供條件；可以較好地綜合縱向與橫向的制導。