[科普中国]-航天再入制导

简介

无论是载人飞船的返回舱，还是航天飞机的轨道飞行器，为了成功地返回到地球上，必须解决好再入轨道的设计和制导方法的选择问题。合适的轨道设计和制导规律可以使航天器再人时受到的过载减小，热负荷减轻，且可以减小着陆点的偏差。

再入制导的任务是使航天器在优良的热力学环境中飞行，并精确地满足各种约束。航天器再入制导方法主要分为两类:第一类是跟踪预先设计好的标准轨道的标准轨道制导法;第二类是利用预测能力对落点航程进行预测的预测制导方法。本领域的理论研究在20世纪50年代末60年代初便取得了很大的进展并趋于成熟。20世纪60年代初至80年代末，再入制导理论先后在载人飞船、航天飞机上得到成功的应用与发展。

在新一代可重复使用运载器(reusable launch vehicles RLV)需求的牵引下，NASA中心于1999年底开始启动AG&C( Advanced Guidance and Control )计划‘”。此后，研究自主的、自适应的和鲁棒的再入制导方法开始形成新一轮的再入制导律研究高潮，各种方法层出不穷，例如模型参考自适应方法、神经网络自适应制导律、模糊自适应制导律等，形成了一个百花齐放的局面。但是从再入制导策略来说，依然可以分为标准轨道制导方法和预测制导方法两种。1

标准轨道制导法标准轨道制导法通常分为离线弹道规划和在线弹道跟踪两部分，它是在实际航天器中得到成功应用的制导方法。特别是美国航天飞机所取得的巨大成就，奠定了标准轨道制导方法在航天器再入制导中的牢固地位。航天飞机所采用的标准轨道再入制导方法也成为了其它再入航天器返回控制事实上的标准。而标准轨道再入制导方法的发展也紧密围绕着航天飞机的发展而展开。

航天飞机再入制导分为纵向和侧向分别进行制导。纵向制导跟踪阻力加速度剖面，并根据飞行状态调整阻力剖面以满足要求的航程。侧向制导采用基于漏斗曲线的开关控制方式通过调整倾侧角的符号来保证航向角的精度。离线弹道规划可以设计出满足各种约束条件的最优弹道。但在线实现的时候，由于航天飞机仅使用倾斜角来控制气动力以及航天飞机存在非线性动力学特性，参考弹道往往不能够被精确地跟踪，特别是横程和航向角有较大的误差。

纵向制导纵向制导控制纵向航程，有多种方法。

常增益法以时间t作为自变量，状态变量为飞船速度的(当地)水平分量u和垂直分量v，飞行高度h及纵向航程 (用地心角表示)，其制导规律为

式中 为基准轨道的升阻比(在轨道面内的投影值);比。 表示状态变量误差(实时值与预存值之差。 为增益常数。

基准轨道法在实际中得到了很好的应用。在正常的再入条件下性能良好，对船载计算机的计算速度要求较低。缺点是不够灵活，应付大偏差再人条件能力差，所需内存较大，为应付多种再人条件，需贮存多条基准轨道等。

横向制导纵向制导律确定升力的纵向分量 。由于飞船的升阻比L/D基本上是恒定的 ，可由调整滚动角 来获得：这样升力的横向分量(L/D)sin 也就确定了。2

预测落点法预测落点法是以消除实际轨道的预报落点位置和预定落点位置之间的偏差为目的的制导方法，即控制最终状态，使实际落点和预定落点相重合。
预测落点法的一个重要问题是预报落点位置，这可采用快速预报法或解析预报法。解析预报法限制因素较多，精度较差，不如快速预报法。快速预报法用数值方法解运动微分方程，要求计算速度较高。在计算技术充分发展的今天，宜采用快速预报法。
快速预测落点法的优点是:具有应付大范围变化的再人条件的能力;过载，热流，落点等参数可以预先获得；可为宇航员显示必要的信息，为人参与控制提供条件；可以较好地综合纵向与横向的制导。3