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Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

机译：可重复使用运载火箭的综合入门指南

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A method for the implementation of integrated three-degree-of- freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertainties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.
机译：提出了一种用于可重复使用运载火箭的集成三自由度受限进入引导的实施方法。给定任何可行的进入条件，终端区域能量管理界面条件以及机载生成的参考轨迹，该方法可以快速生成纵向引导轮廓，具有线性二次正则方法和具有时变增益的比例积分微分跟踪定律，它满足所有入口通道的限制，并能高精度地满足要求。此后，通过利用跨距参数的特殊功能，建立堤岸反转走廊并根据动态调整的方法确定堤岸反转，该算法使横向进入制导系统能够执行多种任务，并在空中提供可靠和良好的性能。存在重大的空气动力学建模不确定性。提出了可用于多种任务和空气动力学不确定性的可重复使用运载火箭模型的快速轨迹制导曲线和仿真，以证明该方法的能力和可靠性。

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