RLV離軌制動耗盡關機制導方法研究①

鄒 毅，張洪波，湯國建，王 濤

(國防科技大學航天科學與工程學院，長沙 410073)

0 引言

離軌制動是在軌航天器在推力作用下的減速飛行過程，在制動發動機關機后，航天器可自由飛行至再入接口并獲得預定的再入接口條件［1－2］。離軌制動問題普遍存在于行星探測器、飛船、航天飛機等多種航天器的返回任務中，與之相關的軌道優化、制導與控制技術是空天飛行器的關鍵技術。在歐空局的IXV計劃中，離軌制動返回技術是一項重要的驗證內容［3］。

離軌制動問題的早期研究以沖量式制動為主，將再入速度傾角Θe與地心距re看作再入接口條件，得出沖量Δv與推力角α的關系。在此基礎上，求解最優離軌問題［4－5］。文獻［6］采用這種方法，對升力式再入飛行器的離軌制動問題進行了研究。實際上，制動發動機推力是有限的，沖量假設與實際情況偏差較大。近年來，有學者提出“自主式離軌制導”的概念，通過推導有推力作用弧段的解析解，用快速多重打靶法來實現有限推力離軌制導［2，7］，但這種方法仍過于繁瑣，且無法用于固體火箭發動機的耗盡關機制導。

固體火箭發動機由于具有比沖大、發射準備時間短、維護檢修容易等優點，而被廣泛用于各類航天器，在實際應用時，需要解決燃料耗盡關機問題。采用速度增益制導時，為了實現耗盡關機，通常將離軌制動過程分成能量耗散段和閉路導引控制段。在能量管理模型中，以總視速度模量的一定比例來對二者進行劃分……