题目：可重复使用航天器再入动力学特性分析及制导控制研究

为了进一步发掘在空间研究、军事侦察、太空站人员及科研设备输送等方面的潜能，同时达到快速可靠重复使用和降低成本的目的，近年来可重复使用航天器（reusable launch vehicle, RLV）应运而生。世界各国都在积极发展这种技术。而对于RLV极具技术挑战性的再入飞行阶段，由于其具有飞行范围宽、飞行马赫数变化范围大、机动性强、边界限制条件多、操纵复杂等特点，故其再入动力学特性分析及制导控制问题成为飞行力学界最具挑战性的课题之一。本文对RLV动力学特性及制导控制有关问题进行了研究，建立了再入飞行走廊，分析了其在走廊内的动力学特性，给出一种再入轨迹在线设计方法，设计了再入制导和控制律，提出了气动舵面和反推力控制系统的冗余控制分配解决方案，最后建立了综合仿真模块以验证制导律、控制律的有效性。本文较为全面地解决了RLV再入制导控制问题，并取得了满意的效果。具体的研究工作包括：（1）建立了RLV的高精度、非线性、六自由度运动方程模型，用以进行制导律、控制律的设计以及相应的动态响应仿真。（2）提出了一种再入走廊设计方法。首先建立了不同迎角剖面下的再入走廊，根据任务要求加以分析选择；随后应用非线性分叉分析理论，并结合其气动特性，对RLV大迎角飞行动力学特性进行了分析，从而对迎角剖面和再入走廊的选择加以佐证。（3）探讨了在线轨迹综合制导方法。首先建立了再入动力学模型及其约束条件；其次，利用准平衡滑翔条件、单倾斜角逆转策略，在线计算轨迹；再次，综合运用线性二次型方法、时变系统线性比例-积分-微分控制器和横向航程误差参数，提出了一种再入制导方法，从而确保RLV在气动建模不精确的情况下制导控制具有良好的鲁棒性；最后算例表明，该方法在线轨迹计算速度快，制导结果精确可靠。（4）提出了一种基于滑模控制+滑模观测器的RLV再入飞行控制律设计方法。首先在可用制导指令和干扰、不确定性的上界条件下，综合利用快慢双回路连续滑模控制方法，生成包括气动舵面和反推力控制系统发动机的控制指令，得到了在建模误差和外界干扰存在的情况下拥有高精度、鲁棒性和解耦特性的气动角和姿态角速率跟踪结果；随后，采用李亚普诺夫方法，构筑滑模干扰观测器，并依据自适应增益调节思想，有效抑制了滑模控制引起的抖振，益于工程实际应用；最后，在考虑到模型不确定性、风扰以及测量噪声的情况下，通过不同的控制律设计结果对比表明，该方法鲁棒性好，控制抖振得到了有效抑制，控制效果令人满意。（5）提出了一种包括气动舵面和反推力控制系统的再入可重构控制分配方法。在给定可用控制力矩指令和舵面约束条件下，综合利用有效集理论和链式控制方法，迅速生成包括气动舵面和反推力控制系统发动机的控制指令，在线得到了满足所有控制约束且拥有高度精度的控制分配结果。可重构控制分配逻辑利用舵机状态监测系统测得的舵面失效参数特性，得到重构控制指令，保证了RLV在舵面失效或操纵效能降低的情况下控制分配具有良好的精度，结合鲁棒控制律实现了飞行控制的重构。不同算法的控制分配仿真结果对比表明，此方法计算速度快，精度高，完全能够满足机载计算机的可重构控制分配要求。（6）建立了RLV再入飞行仿真平台。在精确的RLV非线性飞行动力学模型的基础上，综合考虑任务限制条件和舵面完好状况，建立飞行管理模块，实现了标称条件下飞行任务的管理、非标称条件下飞行的重构以及严重事故时任务中断策略的实施。仿真程序利用Stateflow®技术，构筑状态转换器和G&C算法公用接口，最终实现RLV再入飞行的高精度仿真。