可重复使用运载器上升段飞行控制
RBCC可重复使用运载器上升段轨迹优化设计
RBCC可重复使用运载器上升段轨迹优化设计龚春林;韩璐【摘要】Since the multi-phase and multi-control-variable trajectory of the reusable launch vehicle ( RLV) which is coupled with the thrust powered by rocket based combined cycle (RBCC) is difficult to solve,the numerical optimization model and method based on Gauss Pseudospectral Method (CPM) were proposed,and the optimal-fuel ascent trajectory was obtained. Hie trajectory is divided into three phases powered by rocket,ramjet and scramjet in sequence. The angle of attack and fuel flow are control variables,and according to the trajectory mission,the ignition and work condition of the each mode,the optimization model was built,the terminal and path constraints were imposed. The optimal trajectory was solved by using GPM and the boundary control variables were solved by a special method. Compared with the result by traditional method,the optimization model and GPM can solve trajectory optimization problems effectively, and the optimal result accords with the characteristic of the RBCC-powered RLV and satisfies all the constraints.%针对火箭基组合动力(RBCC)可重复使用运载器(RLV)轨迹多段、多控制变量、推力与飞行轨迹耦合,飞行轨迹设计困难的问题,提出了基于高斯伪光谱方法的数值优化求解模型和求解方法,并获得满足要求的上升段燃料最省轨迹.将该轨迹分为3部分,分别由引射火箭、亚燃冲压和超燃冲压发动机提供动力,以攻角和燃料秒流量为控制变量,根据轨迹任务和各模态发动机启动及工作条件建立优化模型、设定各段末端和路径约束,利用高斯伪谱法求解最优轨迹并利用特殊方法计算边界控制变量.通过与传统方法所得轨迹的对比表明,所建立的优化模型和方法可快速求解出RBCC运载器上升段最优轨迹,优化结果符合RBCC运载器工作特点.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2012(035)003【总页数】6页(P290-295)【关键词】火箭基组合动力;轨迹优化;高斯伪谱法【作者】龚春林;韩璐【作者单位】西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V421.1火箭基组合动力装置(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)可充分利用大气层中氧气而无需携带氧化剂，可大幅提高运载器载荷系数，综合比冲是现有火箭发动机的数倍，使人类更加廉价、频繁地进入太空成为可能，在空间运载领域备受关注。
天地往返可重复使用运载器再入飞行GNC系统关键技术
天地往返可重复使用运载器再入飞行GNC系统关键技术张庆振;任章
【期刊名称】《航天控制》
【年(卷),期】2006(24)5
【摘要】天地往返可重复使用运载器(RLV)在未来天战中将扮演重要角色。
目前各军事大国围绕RLV的关键技术开展了广泛深入的研究。
再入飞行是RLV飞行任务的重要阶段,而制导、导航与控制(GNC)系统则是RLV的核心系统之一,是RLV再入飞行的“脑系统”。
本文分析了RLV在再入飞行阶段GNC系统的任务要求,明确其体系结构,分析GNC系统存在的问题,给出了深入研究GNC系统需要解决的关键技术和进一步研究的方向。
【总页数】4页(P27-30)
【关键词】可重复使用运载器;制导;导航与控制
【作者】张庆振;任章
【作者单位】北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V448.2;V525
【相关文献】
1.一种可重复使用天地往返升力体飞行器概念及其气动布局优化设计研究 [J], 冯毅;刘深深;卢风顺;唐伟;黄勇;孙俊峰;桂业伟
2.空天飞行器翱翔天地间——谈重复使用运载器的发展与应用 [J], 杨勇;余梦伦
3.可重复使用天地往返飞行器中的多输入控制问题 [J], 黄頔;郝宇清;段志生
4.军事价值为先——关于有翼可重复使用天地往返飞行器的新认识 [J], 袁风
5.重复使用天地往返运载器飞行弹道计算研究 [J], 詹浩;孙得川;邓阳平
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可重复使用航天运载器及其关键技术
Journal of Aerospace Science and Technology 国际航空航天科学, 2019, 7(2), 33-44Published Online June 2019 in Hans. /journal/jasthttps:///10.12677/jast.2019.72005Reusable Launch Vehicles and Its KeyTechnologiesJiaxi Liu1, Danghui Liu21Graduate School, Space Engineering University, Beijing2Department of Aerospace Science and Technology, Space Engineering University, BeijingReceived: May 8th, 2019; accepted: May 27th, 2019; published: Jun. 3rd, 2019AbstractReusable launch vehicle is one research hot spot of the future space launch vehicles development.The development review of reusable launch vehicles is briefly introduced firstly. And then, by the partially reusable launch vehicles including vertical take-off and horizontal landing, vertical take-off and landing, the fully reusable launch vehicles including combined power reusable carri-er, lift rocket powered reusable carrier, some key technologies are analyzed from structural de-sign, power design, heat protection design and flight control design. Finally, the proposals of fu-ture development of reusable launch vehicles are presented.KeywordsReusable Launch Vehicles, Structural Design, Power Design, Heat Protection Design, Flight Control Design可重复使用航天运载器及其关键技术刘佳玺1，刘党辉21航天工程大学研究生院，北京2航天工程大学宇航科学与技术系，北京收稿日期：2019年5月8日；录用日期：2019年5月27日；发布日期：2019年6月3日摘要可重复使用航天运载器是目前航天运载器发展的一个研究热点。
基于反馈线性化的可重复使用运载器上升段闭环制导
基于反馈线性化的可重复使用运载器上升段闭环制导
贺成龙;陈欣;黄一敏
【期刊名称】《南京航空航天大学学报》
【年(卷),期】2010(042)006
【摘要】可重复使用运载器上升段轨迹跟踪是通过姿态跟踪间接实现的,采用开环制导方式,气动或者推力的不确定性可能会导致轨迹末端高度偏差较大,因此研究一种合适的闭环制导方式是非常必要的.本文采用基于输入输出反馈线性化的技术设计上升段标准轨道的跟踪方法,结合上升段飞行特点,动力爬升段和无动力爬升段分别通过反馈线性化技术将高度转化成与俯仰角和迎角的线性关系,然后通过线性系统技术设计闭环制导律,易于工程实现.非线性仿真结果表明,设计的制导策略能很好地实现轨迹跟踪.
【总页数】5页(P722-726)
【作者】贺成龙;陈欣;黄一敏
【作者单位】南京航空航天大学自动化学院,南京,210016;南京航空航天大学自动化学院,南京,210016;南京航空航天大学自动化学院,南京,210016
【正文语种】中文
【中图分类】V249
【相关文献】
1.基于反馈线性化及滑模控制的俯冲机动制导方法 [J], 朱建文;刘鲁华;汤国建;包为民
2.一种基于反馈精确线性化的空间拦截末制导律 [J], 李君龙;胡恒章
3.基于反馈线性化的制导炮弹弹道控制系统设计 [J], 杨荣军;王良明;孙瑞胜
4.基于hp-自适应伪谱法的高超声速飞行器上升段闭环制导研究 [J], 王荔豪;杨凯;王妮芝;马菲;刘叙含
5.基于奇异摄动与反馈线性化的滑翔制导律 [J], 胡锡精;严卫钢;黄雪梅
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科学思维看可重复使用火箭：猎鹰9号打通并不仅仅是火箭领域
科学思维看可重复使用火箭：猎鹰9号打通并不仅仅是火箭领域#寻找真知派##科学思维看百态#出品：太空伊卡洛斯美国太空探索技术公司（SpaceX）利用“猎鹰”-9V1.1运载火箭多次在卡纳维拉尔角成功发射“龙”式货运飞船，“猎鹰”-9V1.1运载火箭在外观上与此前的“猎鹰”-9版本存在不同之处，最为典型的就是增加的可收放的着陆支架，起飞时着陆支架贴着火箭第一级发动机外壁上，进入降落持续后开始展开。
根据“猎鹰”-9V1.1的标准降落程序，第一级发动机“隼”-1D液氧煤油发动机关机后开始级间分离，在此后的3分钟左右时间内重新启动发动机，第一次启动“隼”-1D后溅落的第一级发动机开始减速，关键目的在于初始段引导到向位于卡纳维拉尔角以东数百公里半径内的海面，当第二次重启后将控制第一级发动机的滚转速率，使其停止滚转并控制好溅落姿态，使箭体与海面保持相对垂直。
图注：“猎鹰”-9V1.1运载火箭使用了全新的可收放着陆支架图注：“蚱蜢”火箭验证第一级发动机垂直降落可重复使用运载火箭需要有优异的发动机“猎鹰”-9V1.1运载火箭在本次发射任务表现出较好的状态，尤其是着陆支架在起飞过程中并没有影响火箭的姿态，在第一级返回溅落过程中“隼”-1D发动机的稳定性极佳，实现了两次重启，同时还完成了对第一级下落姿态的控制。
“猎鹰”-9V1.1比此前的基础型号长度更长，而且有效载荷能力也有较大的提升，但任务模式与此前是一致的，都是为国际空间站运送货物，发射工位也都在位于佛罗里达州的卡纳维拉尔角基地，“猎鹰”-9V1.1的第一级为“隼”-1D发动机，其动力构成与太空探索技术公司测试的“蚱蜢”火箭一样，但与标准型的“猎鹰”-9有区别，后者使用了“隼”-1C发动机。
“隼”-1D发动机的垂直返回技术已经在“蚱蜢”火箭上进行了测试。
2012年9月，SpaceX公司在得克萨斯州的试验场进行了“蚱蜢”火箭的首次试飞，高度达到1.8米，悬空时间为3秒左右，验证了火箭垂直起降达的可能性，首秀表演非常成功。
可重复使用运载器的上升段轨迹线设计
可重复使用运载器的上升段轨迹线设计贺成龙;陈欣;杨一栋【摘要】可重复使用运载器的上升段飞行过程较为复杂,其轨迹线设计是一个多约束的非线性规划问题,优化求解较为困难.为形成较为实用的上升段轨迹线设计策略,将上升段分成投放分离段、拉起点火段、动力爬升段和无动力爬升段四段进行分析设计.通过各段运动特点的分析,各段采用不同的轨迹策略,确定所需要设计的参数及其范围,将各种物理约束及末端条件约束转换成适应度函数,最后将轨迹优化问题转化成设计参数的寻优问题,通过具有很强非线性搜索能力的粒子群优化算法对参数进行优化求解.结果表明,设计的轨迹线能很好地满足任务指标.【期刊名称】《系统工程与电子技术》【年(卷),期】2010(032)005【总页数】4页(P1034-1037)【关键词】可重复使用运载器;上升段;轨迹线设计;粒子群优化算法【作者】贺成龙;陈欣;杨一栋【作者单位】南京航空航天大学自动化学院,江苏,南京,210016;南京航空航天大学自动化学院,江苏,南京,210016;南京航空航天大学自动化学院,江苏,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V2490 引言可重复使用运载器(reusable launch vehicles,RLV)是空天飞行器发展的一部分,可重复使用运载器的发展在军事上将成为未来空天攻防对战、争取战略主动权的重要手段。
上升段是可重复运载器的任务飞行初始阶段,针对空中投放发射的可重复使用运载器,其上升段飞行阶段可以划分为分离、点火拉起、动力爬升、无动力爬升4个阶段,例如美国的X-34。
上升段的任务飞行示意图如图1所示。
图1 上升段飞行示意图可重复使用运载器由母机携带至大气上层,获得预定飞行速度后分离脱落或投放,进行无动力下滑飞行,安全分离后,建立点火姿态角,进行点火,由发动机助推爬升,发动机停车后进行无动力爬升,最终达到任务目标点。
上升段轨迹线设计就是为可重复运载器从投放点到目标点提供安全和优化的飞行路径,国内在上升段轨迹设计方面研究较少[1],国外在轨迹线设计方面,多采用极小值原理和非线性规划进行优化求解[2-5],但缺少对各飞行阶段特点的分析,并形成物理概念较为明确的设计方法,例如文献[5]中采用遗传算法进行轨迹优化求解时就将飞行器本体看成黑盒。
可重复使用运载器的上升段轨迹线设计
Ａ ｃｎ ｒｊ ｃｏ ｙｄ ｓ ｎ ｆｒｒｕ ａ ｌ ｕ ｃ ｅ ｉｌｓ ｓ ｅ ｔ ａｅ ｔｒ ｅｉ ｏ ｅ ｓ ｂｅｌ ｎ ｈ ｖ ｈｃｅ ｔ ｇ ａ
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满足 任 务 指 标 。
关 键 词 ：可 重 复 使 用运 载 器 ； 升段 ； 迹 线 设 计 ； 子 群 优 化 算 法 上 轨 粒
中 图分 类 号 ：Ｖ ２ ９ ４ 文献标志码 ： Ａ Ｄ Ｉ １ ． ９ ９ｊｉ ｎ １ ０ —０ Ｘ ２ １ ． ５ ０ ３ Ｏ ： ０ ３ ６ ／．ｓ ． ０ １５ ６ ． ０ ０ ０ ． ３ ｓ
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化 求 解 较 为 困难 。 为 形 成 较 为 实 用 的 上 升 段 轨 迹 线 设 计 策 略 ， 上 升 段 分 成 投 放 分 离段 、 起 点 火段 、 力 爬 升 将 拉 动 段 和 无 动 力 爬 升 段 四段 进 行 分 析 设 计 。 通 不 同 的轨 迹 策 略 ， 定 所 需要 设 计 的 各 确
RBCC可重复使用运载器上升段轨迹优化设计
摘要 ： 针对火箭基组合动力 （ Ｂ Ｃ） Ｒ Ｃ 可重复使 用运载 器（ Ｌ 轨迹 多段 、 Ｒ Ｖ） 多控制 变量、 力与飞行轨迹耦 合 ， 推 飞行轨迹 设计 困难 的问题 ， 出了基 于高斯伪光谱 方法的数值优 化求解模型和 求解方法 ， 提 并获得 满足要 求的上升段 燃料 最省轨 迹。 将该轨迹 分为 ３部分 ， 分别 由引射火箭、 亚燃冲压和超燃 冲压发动机提供动力 ， 以攻 角和燃料秒流 量为控制 变量 ， 据轨迹 根 任务 和各模 态发动机 启动及 工作 条件 建立优化模 型、 设定各段末端和路径约束 ， 用高斯伪谱 法求解最优轨迹并利 用特 殊 利 方法计算边界 控制 变量。通过与传统方法所得轨迹 的对比表 明 ， 所建立的优化模 型和方 法可快速求 解 出 Ｒ Ｃ Ｂ Ｃ运载 器上
固 体 火 箭 技 术
第３ ５卷第 ３期
Ｊ ｕ ａ ｆＳ ｌ ｏ ｋ ｔＴ ｃ ｎ ｌｇ ｏ ｒ ｌ ｏ ｏ ｉ Ｒ ｃ ｅ ｅ ｈ ｏ ｏ ｙ ｎ ｄ
Ｒ Ｃ Ｂ Ｃ可 重 复 使 用 运载 器 上 升 段 轨 迹优 化 设 计①
龚春林 ， 韩 璐
７０７ ） １０ ２ （ 西北 工业 大学 航 天学院 ， 西安
Ｏｐｉ ｚ ｔ ｎｏ ｓｅ ｔ ｒｊｃｏ ｙｆｒＲＢ ・ｏ ｅ ｅ Ｌ ｔ ａｉ ｆ ｃｎ ａｅｔｒ ｏ ＣＣ ｐ ｗ ｒｄ Ｒ Ｖ ｍｉ ｏ ａ ｔ
ＧＯＮＧ ｕｎ １ｎ， Ｃｈ 一ｉ ＨＡＮ Ｌｕ
（ ｏ ｅｅ ｆ ｓｏ ａｔ ｓＮ ｒ ｗ ｓ ｒ ｏ ｔｃｎｃｌ ｎ ｅｓｙ Ｘ ｎ ７ ０７ ，ｈｎ ） Ｃ ｌ ｇ ｔ ｎ ｕ ｃ， ｏ ｈ ｅｔ ｎＰ ｌ ｅｈｉａ Ｕ ｉ ｒｉ ， ｉ １０ ２ Ｃ ｉａ ｌ ｏＡ ｒ ｉ ｔ ｅ ｙ ｖ ｔ ａ Ａ ｓｒｃ：ｉｃ ｅｍｕ ｉ ｈｓ ｄｍ ｌ・ｏｔ ｌ ａ ａｌ ｔ ｊｃ ｒ ｏ ｅｒｕａｌ ｌ ｎ ｈｖｈｃｅ（ Ｌ ｗ ｉ ｏｐｅ ｂ ｔ ｔＳｎｅｔ ｌ－ ａｅａ ｕｔｃｎｒ — ｒ ｂｅ ｒ ｅｔ ｙ ｆｈ ｅｓｂｅ ａ ｃ ｅｉ ａ ｈ ｔｐ ｎ ｉ ｏ ｖ ｉ ａ ｏ ｔ ｕ ｌ Ｒ Ｖ） ｈｃ ｉ ｃｕ ｌ ｈｓ ｄ ｗｔ ｔｅｔ ｕｔ ｏ ｅｅ ｙｒ ｋｔ ａｅ ｏ ｉｅ ｙｌ Ｒ Ｃ ）ｉ ｄｆｃｌｔ ｌ ， ｅｎ ｍ ｒ ａ ｏｔ ｉ ｔｎｍ ｄｌ ｄｍｅ ｏ ｉ ｒｓ ｐｗ ｒｄｂ ｃ ｅ ｂｓｄｃｍｂｎｄｃｃ ｈｈ ｈ ｏ ｅ（ Ｂ Ｃ ｓ ｉ ｕｔｏｓ ｖ ｔ ｕ ｅｉ ｌ ｐｉ ｚ ｉ ｏｅ ａ ｔ ｄ ｉ ｏｅ ｈ ｃ ｍ ａｏ ｎ ｈ
-英国未来的SKYLON可重复使用运载器
2010年第6期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.6 2010 总第310期 MISSILES AND SPACE VEHICLESSum No.310收稿日期：2009-12-16；修回日期：2010-02-04作者简介：康开华（1977-），男，工程师，主要从事航天科技信息研究工作文章编号：1004-7182(2010)06-0053-04英国未来的SKYLON 可重复使用运载器康开华，丁文华（北京航天长征科技信息研究所，北京，100076）摘要：SKYLON是英国20世纪90年代提出的一种采用涡轮火箭发动机为动力的水平起降、单级入轨运载器，其新颖的轻质结构设计是在吸取了HOTOL 可重复使用运载器的经验教训基础上完成的。
详述SKYLON 的设计方案和采用的“佩刀”（SARBE ）发动机方案。
关键词：重复使用运载器；SKYLON ；“佩刀”发动机 中图分类号：V475 文献标识码：ABritish Future SKYLON Reusable Launch VehicleKang Kaihua, Ding Wenhua(Beijing Aerospace Long March Scientific and Technical Information Institute, Beijing, 100076)Abstract: SKYLON is a British single-stage-to-orbit fully reusable spaceplane. It is based on SABRE, a hybrid airbreathing/rocket engine, which allows conventional aircraft-like horizontal takeoff and landing. The design work started in 1990s on the basis of the design of HOTOL. In this paper, the SKYLON design concept and its SABRE are given in detail.Key Words: Reusable launch vehicle; SKYLON; SABRE0 概 述SKYLON 可重复使用运载器的设计目的主要是降低进入空间的成本。
基于hp自适应伪谱法的组合动力可重复使用运载器轨迹优化
ＺＨＯＵ Ｈｏ ｎ ｇ ｙ ｕ ， Ｗ ＡＮＧ Ｘｉ ａ ｏ． ｇ ａ ｎ ｇ ， ＣＵＩ Ｎａ ｉ — ｇ ａ ｎ ｇ ， ＬＡＮＧ Ｂｏ
Ｔ ｈ ｅ ｎ ｔ ｈ ｅ ａ ｓ ｃ ｅ ｎ ｄ ｔ ｒ ａ ｉ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｙ ｉ Ｓ ｄ ｉ ｖ ｉ ｄ ｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｏ ｔ ｗｏ ｐ ｈ ａ ｓ ｅ ｓ ｄ ｅ ｐ ｅ ｎ ｄ ｉ ｎ ｇ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｐ ｏ ｗｅ ｒ ｍｏ ｄ ｅ 。 Ａ ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ａ ｌ
ｂ ｅ ｃ ｏ ｍｐ ｌ ｅ ｔ ｅ ｌ ｙ ｒ ｅ ｕ ｓ ａ ｂ ｌ ｅ ． Ｔ ｈ ｅ ｐ ｏ ｗｅ ｒ ｍｏ ｄ ｅ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｇ ｏ ｒ ｉ ｔ ｈ ｍ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ａ ｓ ｃ ｅ ｎ ｄ ｔ ｒ ａ ｊ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｙ ａ ｒ ｅ
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可重复使用航天器反作用力控制系统控制方法
第29卷增刊航空学报Vol. 29 Sup. 2008年5月 ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA May 2008 文章编号: 1000-6893(2008)增-0S97-05可重复使用航天器反作用力控制系统控制方法房元鹏(成都飞机设计研究所 31室, 四川成都, 610041)Reaction Control System Control Method for Reusable Launch VehicleFang Yuanpeng(31st Research Lab, Chengdu Aircraft Design and Research Institute, Chengdu 610041, China)摘要：可重复使用航天器(RLV)再入过程初期, 反作用力控制系统(RCS)是其姿态控制的主要手段, 优化RCS控制方法可以降低RCS总冲需求并提高系统动态响应, 以提高航天器的任务载荷和任务可靠性。
以某跨大气层飞行器RCS为研究对象, 给出了RCS模型和3种RCS控制方法, 并进行仿真计算分析3种方法在完成特定飞行任务时的姿态控制效果及总冲需求。
仿真结果表明：3种方法均能完成飞行器姿态控制, 并各有其优缺点。
本文的研究将为RLV飞行控制系统控制率设计提供有效参考。
关键词：可重复使用航天器；反作用力控制系统；控制方法；再入飞行；飞行控制中图分类号：V212.1；V249.122 文献标识码：AAbstract: During the early stage of reusable launch vehicle (RLV) re-entry flight, reaction control system (RCS) is the major attitude control device. The total impulse requirement can be reduced and the vehicle’s dynamic response characteristics can be improved by optimizing RCS control method, and the space vehicle’s mission load and reliabi-lity can be improved. This paper describes RCS model and three RCS control strategies of RLV’s RCS scheme.Based on the specified flight mission simulation, the attitude control effects and total impulse requirements of the three policies are analyzed. The results show that all three methods are capable of controlling the vehicle’s attitude with respective advantages and disadvantages. This study provides a useful reference to the control law design of RLV’s flight control system.Key words: reusable launch vehicle; reaction control system; control method; re-entry flight; flight control可重复使用航天器(Reusable Launch Vehi- cle, RLV)在无动力再入初始段的飞行过程中, 空气稀薄且速压很低, 气动舵面的效率不能满足飞行器的姿态控制需求, 且推进系统关机不能提供矢量推力, 这时反作用力控制系统(Reaction Con-trol System, RCS)是其主要控制手段。
航天飞机的飞行过程与控制及回收
航天飞机的飞行过程与控制及回收航天飞机（Space Shuttle）是一种能够进入地球轨道并且能够返回地面的可重复使用的航天器。
它由航天飞机本身和外部燃料箱、两个固体助推器组成。
在飞行过程中，航天飞机需要经历几个重要阶段，包括发射、进入轨道、太空任务操作、重返大气层和着陆。
首先，发射是航天飞机飞行过程中最关键的阶段之一、航天飞机被安置在发射台上，外部燃料箱和固体助推器被点燃。
推力产生后，航天飞机开始加速，进行垂直升空。
接下来，航天飞机进入轨道的过程是通过将航天飞机的轨道升高到足够高度和速度，使其能够继续在地球周围的轨道上运行。
通常情况下，航天飞机会在约28万英尺的高度达到轨道速度，然后进入地球轨道。
一旦航天飞机进入轨道，它就可以执行各种太空任务，如卫星部署、空间站维修和实验进行等。
航天飞机上配备了机械臂、实验设备以及舱内供宇航员工作和居住的空间。
宇航员在舱内根据任务需求进行各种操作和实验。
当任务完成后，航天飞机开始准备返回地球。
为了减慢速度并改变轨道，航天飞机使用了反推火箭来逐渐降低速度，使其进入大气层。
进入大气层后，航天飞机遭受到巨大的空气阻力，并且会产生高温。
为了应对这个问题，航天飞机配备了热能护盾，能够保护航天飞机免受高温和压力的影响。
最后，航天飞机通过控制和引擎推力减速并降低高度，进入着陆阶段。
航天飞机通过操纵翼面和襟翼来控制其姿态和下降速度。
一旦航天飞机进入下降角度，它会通过使用前轮和后轮的刹车来减速，并在着陆跑道上滑行，最终完全停下。
航天飞机的回收过程非常复杂和耗时。
一旦着陆完成，航天飞机需要经过彻底检查和维护，以确保其能够再次使用。
检验和修复过程涉及航天飞机的机械和电气系统，火箭发动机以及飞行设备的检查，以保证下次任务的安全和可靠。
总结起来，航天飞机的飞行过程中，包括发射、进入轨道、太空任务操作、重返大气层和着陆等几个主要阶段。
为了确保飞行安全和任务完成，航天飞机的操作和控制需要严密的规划和精确的执行。
可重复使用运载器上升段及应急返回段轨迹设计技术研究
03
利用数值模拟方法，对建立的数学模型进行仿真和分析，验证模型的正确性和有效性，为实际应用提供参考。
应急返回段轨迹优化方法
可重复使用运载器上升段及应急返回段轨迹设计仿真验证
04
上升段轨迹仿真验证
要点三
验证方法
通过建立运载器上升段的数学模型，利用仿真软件进行模拟，并对模拟结果进行验证和优化。
通过对不同飞行条件和任务需求的分析，提出了相应的轨迹优化策略。
开发了一套轨迹生成与优化算法，有效提高了运载器的飞行效率和安全性。
虽然本文取得了一定的研究成果，但仍存在一些不足之处。例如，研究中未考虑大气环境和动力学效应对轨迹设计的影响，后续研究可进一步完善这些方面。
在轨迹优化方面，本文主要关注了特定任务需求下的最优解，而实际应用中可能需要考虑更多因素，如多任务规划、约束条件等，未来可针对这些方面展开深入研究。
1. 运载器上升段轨迹设计技术研究
2. 运载器应急返回段轨迹设计技术研究
3. 运载器轨迹设计技术的仿真与实验验证
研究方法：本研究采用理论分析和仿真实验相结合的方法，对可重复使用运载器上升段及应急返回段轨迹设计技术进行深入研究
研究内容与方法
01
02
03
04
05
可重复使用运载器上升段轨迹设计
02
1
上升段轨迹设计要求
验证过程
首先建立运载器应急返回段的数学模型，包括动力学模型、运动学模型等，然后利用仿真软件进行模拟，并对模拟结果进行验证和优化。
验证结论
经过仿真验证，运载器应急返回段的轨迹设计能够满足精度和时间要求，同时能够实现稳定的控制。
01
02
03
评估方法
通过对比优化前后的轨迹设计效果，对优化效果进行评估。
可重复使用运载器再入轨迹与制导控制方法综述
运载器再入轨迹与制导控制方法 关系
运载器再入轨迹与制导控制方法之间存在密切的关系。再入轨迹的设计与制 导控制方法的选用是相互影响、相互制约的。一方面，再入轨迹的参数和特性会 对制导控制方法的设计产生影响；另一方面，制导控制方法的优劣和控制精度会 影响再入轨迹的稳定性和精度。
在未来的发展中，随着先进传感器、计算技术和优化算法的应用，运载器再 入轨迹与制导控制方法的综合设计和优化将更加重要。同时，随着空间任务的不 断扩展和复杂化，对再入轨迹和制导控制方法的需求将更加多元化和个性化，需 要发展更加灵活、高效、智能的再入轨迹与制导控制方法。
运载器再入轨迹研究现状
运载器再入轨迹是指运载器在进入地球大气层后，从太空返回地面的运动轨 迹。根据不同的需求和应用场景，再入轨迹可分为反弹式、升力式和电推进式等 类型。
反弹式运载器是一种常见的再入轨迹类型，其优点在于结构简单、制造成本 低，适用于对成本敏感的民用航天任务。然而，由于其再入速度较高，对地面的 冲击较大，因此在军用航天任务中具有一定的局限性。
基于机器学习的制导控制利用机器学习算法对大量的训练数据进行学习，建 立描述运载器运动规律和环境特征的模型，实现运载器的自主导航和制导控制。 这种制导控制方法具有较好的适应性和学习能力，能够自动调整和优化制导控制 策略，适用于对环境变化响应快速的任务。然而，其需要大量的训练数据和计算 资源，且模型的泛化能力和鲁棒性有待进一步提高。
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可重复使用运载器再入轨迹与制导 控制方法综述
目录
01 运载器再入轨迹与制 导控制方法综述
02
运载器再入轨迹研究 现状Biblioteka 03制导控制方法研究现 状
04
运载器再入轨迹与制 导控制方法关系
05 结论
自由穿梭天地之梦可重复使用运载器(RLV)技术
其次 ， 实施 运载 器进 入太 空 ；｛制 更加 安 全 、 ４开 ． 可靠 且 员运 输及 其它轨 道运输 任务等 ； 更加低 廉 的第三 代 Ｒ ＶＳ 继续 对 现有航 Ｌ ； 天飞机 的安 全性能进 行改 进 ，直 至研 制出 的是 第 三 代 Ｒ Ｖ研 制 计 划 （ １－２ ２ Ｌ ２ ０ －０ ５ ０ 年） ，这种运载 器的发射价 格 比现有 航天飞
Ｋ ｌ 可 以进 行 国际空 间 站０ ｓ —还 ｓ） 物 往 的货
Ｋ 返 运输 ，也可 以一次 发射 多个小 型有效 载 运 载 嚣 名 称：—ｌ 基 荷， 这些 小有效 载荷是 作为 次有效 载荷 的。 开 发 商： 斯 特 勒 公 司
级 数 ： ２
同时 ，— 还 可以用 于执行特定 任务 。 Ｋｌ
已有多 家公司 陆续参 与 了投标 ，提 出 了各
自的 Ｒ Ｖ设 计 方案 。在 发展 第 二代 Ｒ Ｖ Ｌ Ｌ 技术 方面 ， 国政 府 也实施 了若 干项计 划 ， 美
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如 Ｘ ３ 、．４和 Ｘ ３ 计划 等 。 － ３）－ （３ －７
货 物作 了准备 。轨道 转移 器安装 有 自己的
推进 系统 ， 以满足离轨 和轨道 机动的需 要 。
二 、 国 私 营 企 业 的 可 重 复 使 用 运 美 载 器 方 案
如 上 所 述 ，美 国 已 有 一 些 公 司 向 Ｎ Ｓ Ａ Ａ提 出 了 自己的 Ｒ Ｖ方案 ， Ｌ 还有 的公
Ｌ ，此阶段 研制运 载器 的主要 任务 是完 业 途径研 制的第二代 ＲＬ Ｖ的设 计方案 。自 方案 ； 研制 可满足 Ｎ Ｓ ３ ． Ａ Ａ航 天运 输要 求 Ｒ Ｖ 成各 项空 间运输 、 间站交 会与 对接 、 天 从 Ｎ Ａ开始进行 计划招标 工作 后 ，目前 空 航 ＡＳ 的商业 Ｒ Ｖ， 证 Ｎ Ａ 可以选 择更 多 的 Ｉ 保 ＡＳ
可重复使用运载火箭一子级垂直回收有限时间滑模控制
第51卷第4期2020年4月中南大学学报(自然科学版)Journal of Central South University (Science and Technology)V ol.51No.4Apr.2020可重复使用运载火箭一子级垂直回收有限时间滑模控制李晓栋，廖宇新，廖俊，罗世彬(中南大学航空航天学院，湖南长沙，410083)摘要：针对可重复使用运载火箭一子级在垂直回收过程无动力减速段的姿态控制问题，提出一种基于有限时间扩张状态观测器和改进超螺旋算法的积分终端滑模控制方法。
首先，基于火箭一子级绕质心运动模型，将含有模型不确定和外部扰动的姿态跟踪控制问题转化为含总扰动的二阶系统有限时间控制问题；其次，采用有限时间扩张状态观测器对系统不可测量状态量和总扰动进行估计，进一步将状态量估计值引入积分终端滑模面，基于总扰动估计值和改进超螺旋算法设计改进超螺旋积分终端滑模控制器；最后，利用Lyapunov 理论证明闭环系统有限时间稳定。
研究结果表明：该控制方法能够实现可重复使用运载火箭一子级姿态的准确快速跟踪并具有良好的鲁棒性。
关键词：可重复使用运载火箭；有限时间扩张状态观测器(FTESO)；积分终端滑模控制；改进超螺旋算法；有限时间收敛中图分类号：V448.2文献标志码：A开放科学(资源服务)标识码(OSID)文章编号：1672-7207（2020）04-0979-10Finite-time sliding mode control for vertical recoveryof the first-stage of reusable rocketLI Xiaodong,LIAO Yuxin,LIAO Jun,LUO Shibin(School of Aeronautics and Astronautics,Central South University,Changsha 410083,China)Abstract:An integral terminal sliding mode control method based on finite-time extended state observer(FTESO)and modified super-twisting algorithm was proposed for attitude control problem of the first-stage of reusable rocket in unpowered deceleration phase of vertical recovery process.Firstly,based on the model of rotational motion,the attitude tracking control problem with model uncertainties and external disturbances was transformed into a finite-time control problem for the second order system with the lumped disturbance.Secondly,the FTESO was used to estimate the unmeasurable states and the lumped disturbance,and the estimations of unmeasurable states were introduced into the integral terminal sliding mode surface.Then,the modified super-twisting integral terminal sliding mode controller was designed by combining the estimations of lumped disturbance and the modified super-twisting algorithm.Finally,the finite-time stability of the closed-loop system was proved based onDOI:10.11817/j.issn.1672-7207.2020.04.013收稿日期：2019−08−04；修回日期：2019−11−22基金项目(Foundation item)：国家自然科学基金资助项目(11272349)；航天器设计优化与动态模拟技术教育部重点实验室(北京航空航天大学)开放基金资助项目(2019KF006)(Project(11272349)supported by the National Natural Science Foundation of China;Project(2019KF006)supported by the Key Laboratory of Spacecraft Design Optimization and Dynamic Simulation Technologies(Beihang University)of Ministry of Education)通信作者：廖宇新，博士，讲师，从事高超声速飞行器轨迹优化、制导与控制研究；E-mail ：*****************.cn第51卷中南大学学报(自然科学版)the Lyapunov stability theory.The results show that the proposed control method can achieve accurate and fast tracking of the first-stage of reusable rocket attitude and has good robustness.Key words:reusable rocket;finite-time extended state observer(FTESO);integral terminal sliding mode control; modified super-twisting algorithm;finite-time convergence可重复使用运载器(reusable launch vehicle, RLV)是指在完成发射任务后全部或部分返回着陆，经过检修维护和燃料加注后，可再次执行发射任务的一类运载器[1]。
并联式运载器上升段广义超螺旋有限时间控制
并联式运载器上升段广义超螺旋有限时间控制
罗世彬;李晓栋;王忠森;徐骋
【期刊名称】《系统工程与电子技术》
【年(卷),期】2022(44)5
【摘要】针对受模型不确定和外部干扰影响的并联式运载器上升段姿态控制问题,提出了一种基于广义超螺旋算法的自适应滑模有限时间控制方法。
首先,将姿态跟踪控制问题转化为跟踪误差系统的镇定问题,建立了面向控制的模型。
其次,将单输入单输出(single input single output,SISO)固定时间广义超螺旋算法拓展应用到多输入多输出(multiple input multiple output,MIMO)耦合非线性系统上,基于该算法设计了固定时间状态观测器和自适应滑模有限时间控制器,利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的有限时间稳定特性。
最后,通过与传统比例微分(proportional and differential,PD)控制器仿真对比,验证了该方法具有更优的控制精度和鲁棒性。
【总页数】10页(P1626-1635)
【作者】罗世彬;李晓栋;王忠森;徐骋
【作者单位】中南大学航空航天学院;复杂系统控制与智能协同技术重点实验室【正文语种】中文
【中图分类】V448.2
【相关文献】
1.组合体航天器有限时间超螺旋反步姿态控制
2.并联式运载器的垂直发射建模与控制
3.基于光滑二阶滑模的可重复使用运载器有限时间再入姿态控制
4.基于观测器的广义系统有限时间控制器设计
5.基于广义超螺旋算法的无速度传感器永磁同步电机有限时间速度控制
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第２ ８卷 第 ２期
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பைடு நூலகம்
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该 文将 上 升 段 分 为投 放 分 离 段 、拉起 点火 段 、动 力爬 升 段 和尢 动 力 爬 升段 ． 过 分 析 各段 的飞 行特 点并 结 合 轨迹 线 通
性化技术 ， 采取不 同的控制策略 设计 了前馈与反馈控制律 ， 前馈控制用于提高控制系统的非线性跟踪 能力 ， 反馈控
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Ｃｏ ｔ ｏ ｆＡ ｓ ｅ ｄｉ ｉ ｈ ｆＲｅ ｓ ｂｌ ｕｎ ｈ Ｖｅ ｉ ｌ ｓ ｎ ｒ ｌｏ ｃ ｎ ｎｇ Ｆｌ ｔ ｏ ｕ ａ ｅ Ｌａ ｃ ｈ ｃ ｅ ｇ
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文章编号： ２５８９ （０００—２ ６０ ０５－２７２１）２０ １—５
可重 复使用运 载器上升段飞行控 制
贺成龙， 陈 欣， 吴 了泥
南京航 空航天大学 自动化学院，南京 ２ ０ １ １０６
摘 要： 上升段是整个可 复使用运载器任务飞行 的初始阶段 ， 这个阶段中飞行器重心、大气环境和运动状态变 化 较 快 ．为便 于 分 析 整 个 飞 行 过程 的特 性 ，保 证 可 重复 使 用 运 载 器在 整 个 飞行 过 程 中 具有 良好 的稳 定性 与操 纵 性 ，
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