题目：考虑飞行路径角变化的跳跃再入轨迹设计和仿真

安全与成功的完成空间返回任务取决于两方面。一种方法是通过合理的结构设计使得飞行器结构免于结构形变毁坏与载荷限制。另一种方式是合理设计轨迹，使得飞行器可以理想地完成任务而不被损坏。轨迹设计与定型取决于在任务所需的边界条件下的一系列限制因素。最大空气动力学减速和和最大空气动力学热导率是最重要的两个参数。对于跳跃式轨迹，上拉与退出也是很重要的两个参数。限制参数的计算以及在边界条件下飞行器的姿态和速度，如上拉、最大空气动力学减速、最大空气动力学热导率以及退出速度 （跳出速度）等，在任何航天任务的导航制导与控制中具有重要意义。当航天器进入可感大气层（~120千米）时，它的速度非常快，从而引起巨大的阻力。因此，空气动力学减速和空气动力学热导率都会增加。在跳跃式再入轨迹中，任务设计者通常乐于使用大气阻力增强飞行器的性能，同时保证飞行轨迹的安全以及避免结构性损毁。为了这一目的，大气阻力与限制条件的精确的先验知识对于任务的成功是必不可少的。为了保证飞行器在大气中跳跃，再入时的航迹倾角应为负数。更陡的负航迹倾角将导致更高的空气动力学减速以及空气动力学热导率，从而可能烧毁飞行器。这将导致飞行时间降低，顺向航行，以及飞行器更多地浸入（上拉高度）在大气中。对于高速再入（~11千米每秒），飞行器需要减速到在边界条件下理想的控制速度。另一方面，对于浅航迹倾角再入，非常小大气阻力可能导致飞行器完全逃逸出地球大气层。这就意味着需要计算在地球大气再入时的航迹倾角，使得飞行器可以顺利地完成任务而不被损坏或者跳出大气层。

本文研究主要关注在理想的边界条件限制下，更陡更浅的航迹倾角的计算，设计出了解析方法解决跳跃再入轨迹问题，并结合插值技术计算飞行参数，例如最大空气动力学减速，最大热导率，上拉和退出条件等。为了验证算法，得到的航迹倾角以及其他基于限制条件解析得到的再入参数被当作三自由度方程的输入量。