● 摘要
再入段作为返回轨道中环境最恶劣、情况最复杂的一段，其制导技术是返回轨道设计、制导方法研究的重点。目前国内的研究与应用集中在标准轨道法，对于预测制导法在再入段应用的研究还十分有限，鉴于该方法的落点精度较高、受再入初始条件影响较小的优点，因此本文选取预测制导法作为研究对象，具有一定的前瞻性。本文以探月飞船返回舱高速再入地球大气层时的轨迹规划为研究对象，首先研究了低升阻比航天器再入地球大气层时的姿态特征、控制方式和再入制导常用的坐标系及相互间的转换关系，并在返回坐标系内建立了飞船返回舱再入的三自由度运动方程，同时引入能量-质量比 建立飞船返回过程的起点、终点数学描述。然后使用matlab工具设计了仿真程序，用牛顿-拉夫孙方法实时搜索满足零落点偏差的倾侧角，辅以高斯-牛顿法求解倾侧角的落点偏差最小二乘解，并使用经典龙格-库塔方法进行迭代积分。对1600km至10000km间的6个不同航程的仿真结果表明，该方法能导引飞船通过直接再入或弹跳式再入的方式到达,1600km-9000km航程的目标，且各性能指标符合要求。最后，本文对进一步工作提出了建议，认为可以进一步研究预测制导方法的鲁棒性和适用性，并研究考虑地球自转等情况时的再入制导方法。