可重復(fù)使用運(yùn)載器上升段及應(yīng)急返回段軌跡設(shè)計(jì)技術(shù)研究.pdf

1、以末端區(qū)域能量管理段(TAEM)關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證為目的韻可重復(fù)使用運(yùn)載器(RLV)上升段的最大高度和最大馬赫數(shù)分別約為30km和3。如果在上升段正常飛行，RLV到達(dá)最高點(diǎn)后經(jīng)TAEM到達(dá)自動(dòng)著陸窗口(ALI)；如果在上升段出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)故障停車，RLV將經(jīng)應(yīng)急上升段、應(yīng)急返回段到達(dá)ALI。
　　 本文研究以TAEM飛行試驗(yàn)為背景的RLV上升段及應(yīng)急返回段軌跡設(shè)計(jì)技術(shù)。
　　 RLV正常上升段稱為標(biāo)稱上升段，其軌跡設(shè)計(jì)是受到多性能

2、指標(biāo)(因RLV而異)、多物理約束(主要指動(dòng)壓、過載約束)共同約束的兩點(diǎn)邊界值問題。樣例RLV的性能指標(biāo)主要是最大馬赫數(shù)和最大高度。因發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間有限制，所以分別表征動(dòng)能和勢(shì)能的兩指標(biāo)會(huì)此消彼長。因此，標(biāo)稱上升段軌跡設(shè)計(jì)須在不違反物理約束的前提下平衡各指標(biāo)量。本文提出的方案是從質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)角度先定性規(guī)劃出航跡傾斜角剖面方案，一然后通過軌跡推演來確定剖面參數(shù)，并獲得參考軌跡各剖面。
　　 應(yīng)急上升段起于故障停車而止于航跡改平，飛行中

3、須排空剩余燃料。為使隨后的應(yīng)急返回段初始能量最大，應(yīng)急上升段軌跡設(shè)計(jì)須在不違反物理約束的前提下使終點(diǎn)能量最大即能量衰減最慢。影響能量衰減快慢的因素主要是克服阻力做功量(主要取決于航跡傾斜角剖面)和燃料排空時(shí)機(jī)，二者耦合在一起。
　　 本文提出一種航跡傾斜角剖面方案可解除此耦合，并在此基礎(chǔ)上從質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)分析入手研究了排空時(shí)機(jī)影響能量衰減快慢的規(guī)律，給出排空時(shí)機(jī)方案，并用于應(yīng)急上升段在線參考軌跡設(shè)計(jì)。
　　 應(yīng)急返回段起于應(yīng)

4、急上升段終點(diǎn)而止于ALI，TAEM可視為其特例。TAEM軌跡設(shè)計(jì)以能量走廊為核心概念，忽略縱向/橫側(cè)向機(jī)動(dòng)之間的耦合，屬于二維軌跡設(shè)計(jì)。對(duì)于非TAEM的應(yīng)急返回段，可采用二維設(shè)計(jì)方法。因初始高度無法預(yù)知，軌跡設(shè)計(jì)須基于待飛距離，本文提出一種基于待飛距離的軌跡設(shè)計(jì)方法，可使軌跡迭代推演快速收斂，并用于應(yīng)急返回段二維參考軌跡在線設(shè)計(jì)。
　　 在應(yīng)急返回段，軌跡設(shè)計(jì)中若要實(shí)現(xiàn)按需使用橫側(cè)向機(jī)動(dòng)，則須使用三維軌跡設(shè)計(jì)方法，必須規(guī)劃考慮縱

5、向/橫側(cè)向機(jī)動(dòng)間耦合影響的橫側(cè)向參考軌跡，并基于動(dòng)壓參考剖面和橫側(cè)向參考軌跡迭代推演三維參考軌跡。本文基于蛇形機(jī)動(dòng)式軌跡，提出一種組合使用三種軌跡模態(tài)來消除位置、航向誤差的橫側(cè)向參考軌跡規(guī)劃算法，可根據(jù)位置誤差的大小選擇不同軌跡形式規(guī)劃軌跡。對(duì)于應(yīng)急返回段三維軌跡迭代推演，本文提出一種在同一優(yōu)化問題中跟蹤動(dòng)壓參考剖面和橫側(cè)向參考軌跡的算法，使三維軌跡迭代推演可以快速收斂。
　　 最后，在MATLAB的Simulink模塊下搭建了