本文選題：可重復(fù)使用運(yùn)載器　切入點(diǎn)：原場(chǎng)返回　出處：《飛行力學(xué)》2016年04期

【摘要】：針對(duì)可重復(fù)使用運(yùn)載器(RLV)原場(chǎng)返回過程中所面臨的軌跡回轉(zhuǎn)問題,提出了一種在亞軌道高度進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整并使飛行軌跡回轉(zhuǎn)、指向發(fā)射場(chǎng)方向的機(jī)動(dòng)方法。在RLV與上面級(jí)分離之后,利用RLV自身推力抵消背離發(fā)射場(chǎng)速度,最終使RLV飛行方向指向發(fā)射場(chǎng)并進(jìn)入再入返回階段。采用連續(xù)推力方案,利用最優(yōu)控制理論推導(dǎo)得出滿足軌跡回轉(zhuǎn)終端要求的機(jī)動(dòng)指令。仿真結(jié)果表明,該方法能夠?qū)崿F(xiàn)RLV與上面級(jí)分離后軌跡迅速回轉(zhuǎn),可為之后的返回原發(fā)射場(chǎng)提供保障。
[Abstract]:In order to solve the problem of trajectory rotation in the course of the return of the RLVV, a new method of attitude adjustment at the suborbital altitude is proposed, and the flight trajectory is rotated. After the separation of the RLV from the upper stage, the departure from the launch site velocity is offset by the RLV thrust, and finally the direction of the RLV flight is directed to the launch site and enters the re-entry and return phase. A continuous thrust scheme is adopted. By using the optimal control theory, the maneuvering instructions satisfying the requirements of the trajectory gyration terminal are derived. The simulation results show that this method can realize the rapid rotation of the trajectory after the RLV is separated from the upper stage, and can provide the guarantee for the return to the original launch site.
【作者單位】： 西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院;
【分類號(hào)】：V448.2

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本文編號(hào)：1660319