● 摘要
本文根据航天飞行器再入飞行任务的需要，对可重复使用航天器和导弹两种飞行器的再入飞行轨迹做了深入研究，最后对航天飞行器的标准轨道制导法做了重点研究。主要完成如下工作：1.根据国内外在再入航天器方面的研究现状，确定了主要研究方向和内容。给出了文中要用到的坐标系及相互转换关系，同时，建立了再入运动的动力学模型。2.在介绍、定义再入走廊后，给出了再入走廊及再入飞行轨迹的确定方法。运用控制理论的相关知识，设计了对再入飞行轨迹进行优化的相应算法，并由仿真验证得知，采用优化算法优化后误差减小，横程控制良好，星下点轨迹平滑，在满足边界条件的限制下，基本达到了最优状态，而且耗时也大大减少。3.针对导弹，研究了满足再入要求的再入前的准备工作，包括制动脉冲的大小、方向和再入角的大小。为接下来的再入弹道做好充分准备。根据三种不同的再入弹道的特点，选择机动弹道，并设计导弹的机动弹道。接着对整个弹道进行仿真验证，证明所设计的导弹的再入弹道过载比较小，能够满足末端导引头正常工作及中末制导正常交接的要求，为末制导段的制导控制提供了良好的初始条件。利用变结构控制理论，设计了适合导弹的末制导律，并对其进行了仿真研究，验证了这种制导律能够满足相应的制导要求。4.研究标准轨道制导法，并采用遗传算法的相关理论，对标准轨道制导法中的关键参数进行了全局寻优。最后结合仿真进行了精度分析，证明采用遗传算法寻优的方法大大提高了制导精度。