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航天器返回再入飞行轨迹优化及制导控制

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第一章 绪论

1.1 引言

1.2 国内外研究现状

1.3 本文主要研究工作

第二章 航天器返回再入轨迹数学模型

2.1 航天器返回描述

2.2 航天器返回再入轨迹数学模型描述

2.3 基本参数模型及约束

2.4 本章小结

第三章 航天器返回轨迹优化算法及设计分析

3.1 航天器轨迹优化算法介绍

3.2 高斯伪谱法

3.3 再入速度为10.8公里/秒的最优再入飞行轨迹研究

3.4 本章小结

第四章 航天器离轨轨迹最优化设计及制导控制

4.1 航天器离轨轨迹规划及制导的问题描述

4.2 离轨轨迹最优规划设计

4.3离轨制动制导律优化设计

4.4 本章小结

第五章 航天器再入终迹圈的研究

5.1 航天器再入动态终迹圈描述

5.2 随机风场下的再入动态终迹圈数值仿真结果

5.3 航天器再入角和再入速度对再入终迹圈的影响分析

5.4 本章小结

第六章 航天器再入段制导控制

6.1 引言

6.2 真实环境中航天器返回再入最优制导控制

6.3 基准预测校正制导算法设计及性能分析

6.4 本章小结

第七章 总结与展望

7.1 论文内容总结

7.2 论文进一步研究方向

参考文献

致谢

在学期间的研究成果及发表的学术论文

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摘要

本论文研究航天器从原运行轨道飞行到地面的返回再入问题,就航天器脱离原轨道机动、最优返回轨道设计及航天器再入终迹圈等问题进行了一系列研究工作。
  航天器返回轨道设计主要包括两个阶段:离轨段和再入段。返回轨道优化为防热、结构、控制系统和动力系统设计以及惯导解算提供弹道参数,同时也为地面测控、回收等提供信息支持。
  论文在航天器返回第一阶段离轨段,为了准确到达再入点,并满足相应的再入接口条件,针对航天器离轨制动问题,通过选择发动机变轨时刻,以及发动机离轨过程中工作时间最短来达到燃料消耗量最小的优化指标,采用高斯伪谱法对离轨飞行轨迹进行优化设计。针对发动机的推力随机输出误差、制动与过渡段飞行过程中的各种约束条件,设计一种三维小推力矢量控制方案。在航天器返回再入第二阶段再入段,针对10.8km/s的再入速度,在满足航天器气动加热率,过载等约束条件及航天器的总体特性要求下,对不同再入轨迹优化方案进行了比较分析。
  航天器再入终迹圈是航天器最大航程的体现,研究不同再入初始条件下的终迹圈以及随机风场下的再入动态终迹圈可用于准确预测航天器着陆范围。真实环境下的航天器再入飞行过程存在各种误差,通过设计合适的制导控制方案,实现航天器返回再入着陆在指定地点,通过最优性能轨道的设计及控制,减少航天器的损耗及燃料消耗,达到确保安全的同时降低经济成本并满足各种技术指标。本文的研究工作可为航天器的安全返回提供理论依据。

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