重復(fù)使用運(yùn)載器（Reusable Launch Vehicle,簡(jiǎn)稱RLV）初期再入段是再入過(guò)程的第一個(gè)階段,該階段飛行環(huán)境復(fù)雜,過(guò)程約束條件嚴(yán)苛,同時(shí)末端窗口范圍較窄,對(duì)再入制導(dǎo)提出了較高的要求。本文以樣例RLV為研究對(duì)象,參考航天飛機(jī)的再入制導(dǎo)方法,以工程化為目標(biāo)研究初期再入段的制導(dǎo)技術(shù)。本文首先建立了RLV的三自由度質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動(dòng)模型,并對(duì)其升阻比特性和再入約束特性進(jìn)行了分析。接著將再入過(guò)程的約束指標(biāo)轉(zhuǎn)化為阻力加速度剖面對(duì)應(yīng)的再入走廊,根據(jù)約束指標(biāo)的變化特點(diǎn)將再入段軌跡分為溫控段、常值阻力段和過(guò)渡段,并分段進(jìn)行了軌跡設(shè)計(jì)。在獲得阻力加速度剖面后,根據(jù)剖面的解析式推導(dǎo)得到軌跡制導(dǎo)參數(shù)的在線計(jì)算公式,并在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了能夠跟蹤動(dòng)態(tài)阻力加速度剖面的跟蹤制導(dǎo)律,結(jié)合橫側(cè)向制導(dǎo)策略得到了軌跡跟蹤制導(dǎo)策略。在實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤制導(dǎo)策略的基礎(chǔ)上,對(duì)跟蹤標(biāo)稱軌跡時(shí)的航程偏差來(lái)源進(jìn)行了詳細(xì)分析,并給出了待飛距預(yù)測(cè)方法,使用迭代調(diào)整再入剖面的方法實(shí)現(xiàn)了基于待飛距預(yù)測(cè)的航程修正策略。獲得完整的再入制導(dǎo)策略后,本文在C語(yǔ)言環(huán)境中建立了三自由度集成仿真環(huán)境,將制導(dǎo)策略在集成仿真環(huán)境中進(jìn)行工程化實(shí)現(xiàn),對(duì)制導(dǎo)策略進(jìn)行了綜... 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：139 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
abstract
第一章 緒論
    1.1 引言
    1.2 RLV初期再入段
        1.2.1 RLV再入飛行過(guò)程
        1.2.2 RLV再入制導(dǎo)關(guān)鍵技術(shù)
    1.3 課題研究背景
        1.3.1 再入制導(dǎo)技術(shù)概述
        1.3.2 再入制導(dǎo)研究現(xiàn)狀
    1.4 章節(jié)安排
第二章 建模和對(duì)象特性分析
    2.1 引言
    2.2 樣例RLV氣動(dòng)布局
    2.3 三自由度質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動(dòng)模型
        2.3.1 坐標(biāo)系定義
        2.3.2 質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型
    2.4 升阻特性分析
        2.4.1 迎角和馬赫數(shù)對(duì)升阻比的影響
        2.4.2 氣動(dòng)舵偏對(duì)升阻比的影響
    2.5 再入過(guò)程約束特性分析
        2.5.1 再入過(guò)程中的約束指標(biāo)
        2.5.2 約束指標(biāo)變化特性分析
    2.6 本章小結(jié)
第三章 軌跡設(shè)計(jì)技術(shù)研究
    3.1 引言
    3.2 軌跡設(shè)計(jì)方法
        3.2.1 剖面規(guī)劃總體方案
        3.2.2 基于速度的質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)方程
        3.2.3 再入航程計(jì)算
        3.2.4 軌跡參數(shù)解算算法
    3.3 再入走廊規(guī)劃
        3.3.1 迎角剖面規(guī)劃
        3.3.2 再入走廊的數(shù)學(xué)描述
        3.3.3 不確定性對(duì)再入走廊的影響
    3.4 標(biāo)稱軌跡剖面設(shè)計(jì)
        3.4.1 預(yù)再入段設(shè)計(jì)
        3.4.2 溫控段軌跡設(shè)計(jì)
        3.4.3 常值阻力段軌跡設(shè)計(jì)
        3.4.4 過(guò)渡段軌跡設(shè)計(jì)
        3.4.5 軌跡設(shè)計(jì)結(jié)果
    3.5 軌跡參數(shù)敏感性分析
        3.5.1 大氣密度偏差對(duì)軌跡的影響
        3.5.2 升力系數(shù)偏差對(duì)軌跡的影響
        3.5.3 阻力系數(shù)偏差對(duì)軌跡的影響
        3.5.4 迎角偏差對(duì)軌跡的影響
        3.5.5 敏感性分析小結(jié)
    3.6 本章小結(jié)
第四章 軌跡跟蹤技術(shù)研究
    4.1 前言
    4.2 軌跡跟蹤策略
    4.3 軌跡制導(dǎo)參數(shù)計(jì)算
        4.3.1 氣動(dòng)阻力系數(shù)的擬合
        4.3.2 參考高度下沉率計(jì)算
        4.3.3 參考縱向升阻比指令計(jì)算
    4.4 縱向制導(dǎo)
        4.4.1 阻力加速度變化機(jī)理分析
        4.4.2 阻力加速度跟蹤制導(dǎo)律
        4.4.3 增益系數(shù)設(shè)計(jì)
    4.5 橫側(cè)向制導(dǎo)
        4.5.1 航向偏差的定義
        4.5.2 航向誤差走廊設(shè)計(jì)
        4.5.3 橫側(cè)向制導(dǎo)邏輯
    4.6 制導(dǎo)系統(tǒng)仿真驗(yàn)證
        4.6.1 標(biāo)稱狀態(tài)跟蹤不同的剖面
        4.6.2 不確定性情況下的跟蹤效果
    4.7 本章小結(jié)
第五章 航程修正技術(shù)研究
    5.1 前言
    5.2 航程偏差來(lái)源分析
        5.2.1 預(yù)再入段航程誤差
        5.2.2 軌跡跟蹤誤差
        5.2.3 軌跡設(shè)計(jì)誤差
        5.2.4 偏差分析小結(jié)
    5.3 航程預(yù)測(cè)
        5.3.1 再入航程預(yù)測(cè)公式
        5.3.2 待飛距預(yù)測(cè)算法
        5.3.3 預(yù)測(cè)待飛距特性分析
    5.4 航程修正策略
        5.4.1 航程修正方案概述
        5.4.2 航程修正算法實(shí)現(xiàn)
    5.5 航程修正策略驗(yàn)證
    5.6 本章小結(jié)
第六章 綜合仿真驗(yàn)證
    6.1 引言
    6.2 三自由度仿真環(huán)境開發(fā)
        6.2.1 三自由度通用仿真庫(kù)
        6.2.2 集成仿真軟件
    6.3 制導(dǎo)策略的工程實(shí)現(xiàn)
        6.3.1 制導(dǎo)系統(tǒng)輸入?yún)?shù)
        6.3.2 再入制導(dǎo)階段切換和管理
        6.3.3 制導(dǎo)律和航程修正算法
    6.4 制導(dǎo)性能評(píng)估
        6.4.1 基于歸一化的制導(dǎo)性能指標(biāo)
        6.4.2 不確定性影響評(píng)估
        6.4.3 組合不確定性仿真
    6.5 本章小結(jié)
第七章 總結(jié)與展望
    7.1 論文主要工作
    7.2 后續(xù)研究工作與展望
參考文獻(xiàn)
致謝
在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]臨近空間高超聲速飛行器制導(dǎo)與控制技術(shù)研究綜述[J]. 王文博,范國(guó)超,許承東.  戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù). 2015(06)
[2]升力式再入飛行器體襟翼姿態(tài)控制方法[J]. 王之,李惠峰,包為民.  北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2016(03)
[3]考慮禁飛區(qū)規(guī)避的預(yù)測(cè)校正再入制導(dǎo)方法[J]. 趙江,周銳,張超.  北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2015(05)
[4]高超聲速滑翔飛行器三維自主再入制導(dǎo)方法[J]. 吳旭忠,唐勝景,郭杰.  南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2014(03)
[5]基于偽譜法的亞軌道返回軌跡在線重構(gòu)方法[J]. 解永鋒,唐碩.  飛行力學(xué). 2011(06)
[6]一種近空間高超聲速飛行器的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)與仿真[J]. 胡詩(shī)國(guó),方洋旺,張平,袁大勇.  彈道學(xué)報(bào). 2011(03)
[7]可重復(fù)使用助推器組合導(dǎo)航技術(shù)研究[J]. 韓鵬鑫,穆榮軍,崔乃剛.  南京理工大學(xué)學(xué)報(bào). 2011(03)
[8]基于高斯偽譜方法的再入飛行器預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法研究[J]. 水尊師,周軍,葛致磊.  宇航學(xué)報(bào). 2011(06)
[9]高超聲速飛行器再入過(guò)程改進(jìn)氣動(dòng)系數(shù)模型[J]. 孫勇,段廣仁,張卯瑞,張澤.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2011(01)
[10]亞軌道再入返回段高度上邊界技術(shù)研究[J]. 劉全軍,黃一敏,吳了泥.  宇航學(xué)報(bào). 2010(11)

博士論文
[1]滑翔式飛行器再入制導(dǎo)與控制方法研究[D]. 吳旭忠.北京理工大學(xué) 2015
[2]高超聲速滑翔飛行器再入制導(dǎo)控制技術(shù)研究[D]. 李強(qiáng).北京理工大學(xué) 2015
[3]高超聲速滑翔飛行器自適應(yīng)有限時(shí)間制導(dǎo)方法[D]. 董晨.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2014
[4]基于改進(jìn)Gauss偽譜法的高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)[D]. 孫勇.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2012
[5]可重復(fù)使用運(yùn)載器亞軌道再入段制導(dǎo)與控制技術(shù)研究[D]. 吳了泥.南京航空航天大學(xué) 2009
[6]重復(fù)使用運(yùn)載器末端區(qū)域能量管理與自動(dòng)著陸技術(shù)研究[D]. 孫春貞.南京航空航天大學(xué) 2008

碩士論文
[1]重復(fù)使用運(yùn)載器能量管理段縱向制導(dǎo)控制技術(shù)研究[D]. 姚偉利.南京航空航天大學(xué) 2017
[2]重復(fù)使用運(yùn)載器再入段縱向制導(dǎo)律研究[D]. 成龍.南京航空航天大學(xué) 2016
[3]滑翔式高超聲速飛行器再入制導(dǎo)技術(shù)研究[D]. 張共濟(jì).南京航空航天大學(xué) 2016
[4]重復(fù)使用運(yùn)載器初期再入段制導(dǎo)技術(shù)研究[D]. 俞斌.南京航空航天大學(xué) 2015
[5]高可靠性再入軌跡在線設(shè)計(jì)及實(shí)時(shí)制導(dǎo)[D]. 馬宏圖.大連理工大學(xué) 2014
[6]重復(fù)使用運(yùn)載器先進(jìn)導(dǎo)航技術(shù)研究[D]. 劉斌.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2013
[7]高超聲速飛行器再入段橫側(cè)向控制律設(shè)計(jì)[D]. 程劍峰.南京航空航天大學(xué) 2013
[8]重復(fù)使用運(yùn)載器初期再入段制導(dǎo)技術(shù)研究[D]. 樊雅卓.南京航空航天大學(xué) 2013
[9]高超聲速無(wú)人機(jī)基于特征模型的機(jī)動(dòng)飛行控制研究[D]. 曹智.南京航空航天大學(xué) 2012
[10]可重復(fù)使用運(yùn)載器再入制導(dǎo)研究[D]. 潘樂(lè)飛.西北工業(yè)大學(xué) 2006



本文編號(hào)：3172604