● 摘要
航天技术的发展极大推动了人类社会的进步，但是由于成本高，也制约着航天活动的进一步开展。对此，发展可重复使用运载器是航天技术发展的重要方向。可重复使用运载器是指可以往返地面和太空之间的飞行器，能将有效载荷送入太空轨道，完成任务后又能返回地面回收，实现多次使用。在可重复使用运载器的整个飞行过程中，末端区域能量管理段需要控制运载器的能量和各状态参数，是再入返回的关键阶段。本文针对可重复使用运载器末端区域能量管理段，对其轨道规划设计和制导策略进行了研究。
本文首先对可重复使用运载器建立了动力学模型。将运载器的运动分为纵向和横向，纵向上对高度、速度和航迹倾斜角进行分析，横向上对运载器的航向角进行分析，获得其变化率与初始参数和飞行状态量的变化规律。
为了规划运载器的标称轨迹和生成制导指令，将轨迹分为纵向和横向。纵向上，根据已建立的运载器的模型，实时解算出攻角与航迹角，从而得到其他状态变量。横向上，将运载器的飞行分为捕获段、航向校准段、进场前飞段，生成横向轨迹和标称倾侧角。
运载器实际飞行过程中，为了准确跟踪标称轨迹，需要采用控制方法，调整实际攻角、阻力板倾角、倾侧角。纵向上，本文采用了PID方法和线性二次型调节器（LQR）方法，生成实际的攻角和阻力板倾角。横向上，利用横向误差生成实际的倾侧角。
在以上研究的基础上，本文搭建了仿真平台进行仿真验证。需通过仿真进行验证的方法有两个，一是能量走廊和动压剖面的设计方法，二是制导策略的设计方法。仿真中，加入初始参数扰动和气动参数扰动，进行单一扰动，将所有扰动叠加，进行蒙特卡洛仿真。根据仿真验证的结果，文中所使用的利用动压剖面设计轨迹、制导跟踪的方法能满足运载器进入着陆窗口的要求，对于各项扰动具有一定的鲁棒性。