火星進(jìn)入飛行仿真與制導(dǎo)方法研究.pdf

1、火星環(huán)境復(fù)雜多變，其進(jìn)入階段是火星登陸探測任務(wù)的重要階段。如果對飛行器進(jìn)入情況預(yù)先了解不足，實際飛行狀況就可能與設(shè)計預(yù)期差別較大，從而導(dǎo)致任務(wù)目標(biāo)無法達(dá)成。此外，當(dāng)前的火星登陸地點集中在進(jìn)入技術(shù)比較容易實現(xiàn)的高度較低、大氣較厚的區(qū)域。本文系統(tǒng)地研究了火星進(jìn)入特性，對進(jìn)入制導(dǎo)技術(shù)進(jìn)行了研究，同時設(shè)計并開發(fā)了火星進(jìn)入飛行仿真軟件，主要研究成果如下：
　　研究了飛行器以彈道式和半彈道式進(jìn)入的軌跡特性。通過解析推導(dǎo)得到了彈道式自旋進(jìn)入飛行

2、器體軸角運動規(guī)律，以及角運動穩(wěn)定性的充分條件和必要條件。另外，分別從彈道參數(shù)對進(jìn)入條件的敏感性以及初始偏差和外部攝動對進(jìn)入運動的影響等兩個方面，對彈道式進(jìn)入和半彈道式進(jìn)入特性進(jìn)行了分析，得出了不同進(jìn)入條件對進(jìn)入軌跡的影響以及進(jìn)入彈道在偏差和攝動影響下的散布特征。最后，通過優(yōu)化計算得到了半彈道式進(jìn)入走廊，并分析了影響進(jìn)入走廊寬度的約束條件。
　　從預(yù)測校正制導(dǎo)和參考軌跡制導(dǎo)等兩方面研究了火星進(jìn)入制導(dǎo)方法。采用了通過調(diào)整傾側(cè)角大小控制

3、飛行縱程，改變傾側(cè)角符號控制橫程偏差的策略，分別實現(xiàn)了縱向和橫向的制導(dǎo)?？v向制導(dǎo)給出了兩種算法，一種是基于數(shù)值預(yù)測方法的預(yù)測校正制導(dǎo)算法，另一種是基于滑模變結(jié)構(gòu)控制的參考軌跡制導(dǎo)算法。其中參考軌跡制導(dǎo)算法中的標(biāo)稱彈道由基于高斯偽譜法設(shè)計的一種軌跡規(guī)劃算法提供。此外，還設(shè)計了一種基于橫程漏斗邊界的橫向制導(dǎo)算法。
　　設(shè)計并開發(fā)了火星進(jìn)入飛行仿真軟件。建立了火星進(jìn)入仿真需要的數(shù)學(xué)模型，并設(shè)計了一種基于高斯偽譜法的軌跡優(yōu)化算法。利用上述