目錄
主要符號表 xv
第1章 緒論 1
1.1 飛行力學(xué)與再入飛行動力學(xué) 1
1.1.1 飛行力學(xué)的定義與分類 1
1.1.2 飛行力學(xué)的作用 4
1.1.3 飛行力學(xué)的主要研究手段 5
1.1.4 再入飛行動力學(xué) 6
1.2 飛行器再入時的特點(diǎn) 7
1.2.1 彈道導(dǎo)彈彈頭再入的特點(diǎn) 8
1.2.2 航天器再入大氣層的特點(diǎn) 9
1.3 本書的主要內(nèi)容 22
第2章 再入飛行器運(yùn)動方程及其簡化 26
2.1 再入運(yùn)動環(huán)境與矢量運(yùn)動方程 26
2.1.1 地球的運(yùn)動及形狀 26
2.1.2 地球大氣 30
2.1.3 再入飛行器矢量形式的動力學(xué)方程 38
2.2 常用坐標(biāo)系及其轉(zhuǎn)換關(guān)系 40
2.2.1 坐標(biāo)系間轉(zhuǎn)換關(guān)系的表示法 40
2.2.2 坐標(biāo)系間矢量導(dǎo)數(shù)的關(guān)系 46
2.2.3 常用坐標(biāo)系的定義 47
2.2.4 各坐標(biāo)系間的轉(zhuǎn)換關(guān)系 50
2.3 在返回坐標(biāo)系建立運(yùn)動方程 60
2.3.1 返回坐標(biāo)系中的質(zhì)心動力學(xué)方程 60
2.3.2 飛行器體坐標(biāo)系中的繞質(zhì)心動力學(xué)方程 68
2.3.3 返回坐標(biāo)系中的運(yùn)動方程組 73
2.4 在半速度坐標(biāo)系建立運(yùn)動方程 81
2.4.1 半速度坐標(biāo)系中的質(zhì)心動力學(xué)方程 82
2.4.2 飛行器體坐標(biāo)系下的繞質(zhì)心動力學(xué)方程 88
2.4.3 半速度坐標(biāo)系下的運(yùn)動方程組 89
2.5 運(yùn)動方程的簡化 94
2.5.1 質(zhì)心的空間運(yùn)動方程 94
2.5.2 質(zhì)心的平面運(yùn)動方程 100
2.5.3 瞬時平衡狀態(tài)下飛行器姿態(tài)角的確定 103
第3章 再入飛行器運(yùn)動方程的近似解 104
3.1 彈頭再入時運(yùn)動方程的近似解 105
3.1.1 不考慮重力作用時運(yùn)動方程的近似解 107
3.1.2 考慮重力作用時運(yùn)動方程的近似解 116
3.2 人造衛(wèi)星和載人飛船再入時運(yùn)動方程的近似解 119
3.2.1 小傾角和小升阻比再入時運(yùn)動方程的簡化 119
3.2.2 升阻比等于零時的彈道特性分析 127
3.2.3 升阻比等于常數(shù)時的彈道特性分析 128
3.3 羅赫的再入運(yùn)動近似解理論 131
3.3.1 升阻比為常數(shù)時運(yùn)動方程的近似解 131
3.3.2 再入運(yùn)動方程的一階近似解 135
3.3.3 跳躍式再入運(yùn)動的近似解 140
3.4 升阻比為變數(shù)時運(yùn)動方程的近似解 144
3.5 平衡滑翔彈道運(yùn)動特性分析 149
3.5.1 飛行狀態(tài)變量之間的關(guān)系 149
3.5.2 飛行彈道特性隨速度的變化規(guī)律 152
3.5.3 常升阻比下平衡滑翔彈道參數(shù)的近似關(guān)系 156
3.5.4 小擾動條件下平衡滑翔彈道特性的定性分析 159
第4章 再入飛行器的最佳彈道 163
4.1 平面最佳再入機(jī)動彈道的數(shù)學(xué)模型 164
4.1.1 末速為最大時的數(shù)學(xué)模型 164
4.1.2 總吸熱量為最小時的數(shù)學(xué)模型 168
4.2 空間最佳再入機(jī)動彈道的數(shù)學(xué)模型 172
4.2.1 落速最大的空間再入機(jī)動彈道的數(shù)學(xué)模型 172
4.2.2 橫程最大的空間再入機(jī)動彈道的數(shù)學(xué)模型 181
4.3 最佳彈道的計算方法討論 187
4.3.1 末速最大的平面再入機(jī)動彈道的計算方法 188
4.3.2 總吸熱量為最小時平面再入機(jī)動彈道的計算方法 193
4.3.3 落速最大的空間再入機(jī)動彈道的計算方法 195
4.3.4 橫程最大空間再入機(jī)動彈道的計算方法 197
4.4 再入機(jī)動彈道的工程設(shè)計法 200
4.4.1 射程不受限制時末速最大的工程設(shè)計法 200
4.4.2 工程設(shè)計法得到的彈道與最佳彈道計算結(jié)果的比較 210
4.4.3 射程受限制的工程設(shè)計法 211
第5章 機(jī)動彈頭的彈道設(shè)計和制導(dǎo)方法 215
5.1 概述 215
5.1.1 彈頭概述 215
5.1.2 機(jī)動彈頭的特點(diǎn)及組成 220
5.2 再入機(jī)動彈頭速度方向的控制 225
5.2.1 坐標(biāo)系及其相互間的關(guān)系 225
5.2.2 機(jī)動彈頭的質(zhì)心運(yùn)動方程 227
5.2.3 機(jī)動彈頭的最優(yōu)導(dǎo)引規(guī)律 231
5.2.4 機(jī)動彈頭速度方向控制的三自由度仿真分析 240
5.3 再入機(jī)動彈頭落速大小的控制 242
5.3.1 理想速度曲線的設(shè)計 243
5.3.2 速度大小控制問題 244
5.4 再入機(jī)動彈頭速度方向與大小控制的三自由度彈道仿真 248
5.4.1 三自由度彈道仿真的數(shù)學(xué)模型 248
5.4.2 三自由度彈道仿真計算和分析 251
5.5 再入機(jī)動彈頭速度方向與大小控制的六自由度彈道仿真 253
5.5.1 六自由度彈道仿真的數(shù)學(xué)模型 253
5.5.2 六自由度彈道仿真及精度分析 270
第6章 航天器離軌制動段及衛(wèi)星返回軌道設(shè)計 277
6.1 航天器返回再入概述 277
6.1.1 航天器的返回過程 278
6.1.2 航天器再入走廊 284
6.2 航天器離軌制動段軌道設(shè)計 288
6.2.1 圓軌道運(yùn)行且速度沖量最小時推力方向的確定 289
6.2.2 橢圓軌道運(yùn)行且速度沖量最小時推力方向的確定 294
6.2.3 返回航程最小時推力方向的確定 297
6.2.4 可返回圈的確定 299
6.2.5 離軌制動點(diǎn)的計算 304
6.3 航天器離軌制動制導(dǎo)方法 308
6.3.1 攝動制導(dǎo)方案 308
6.3.2 閉路制導(dǎo)方案 311
6.4 人造地球衛(wèi)星返回軌道設(shè)計 328
6.4.1 軌道設(shè)計對衛(wèi)星總體設(shè)計的要求 328
6.4.2 衛(wèi)星標(biāo)準(zhǔn)返回軌道設(shè)計 330
6.4.3 返回軌道誤差量和落點(diǎn)誤差計算 331
第7章 近地載人飛船返回軌道設(shè)計與制導(dǎo)方法 335
7.1 載人飛船返回軌道設(shè)計 335
7.1.1 載人飛船軌道設(shè)計對總體設(shè)計的要求 335
7.1.2 載人飛船的配平飛行 338
7.1.3 載人飛船標(biāo)準(zhǔn)返回軌道的設(shè)計原則 341
7.1.4 標(biāo)準(zhǔn)返回軌道設(shè)計的數(shù)學(xué)模型 346
7.1.5 載人飛船標(biāo)準(zhǔn)返回軌道設(shè)計 355
7.2 載人飛船返回再入標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法 358
7.2.1 載人飛船返回再入制導(dǎo)方法分類 358
7.2.2 無再入制導(dǎo)時開傘點(diǎn)位置誤差和飛船機(jī)動能力分析 359
7.2.3 飛船再入的標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法 369
7.2.4 縱向制導(dǎo)律最佳反饋增益系數(shù)的確定 372
7.2.5 飛船再入標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法精度分析 382
7.3 載人飛船六自由度軌道仿真及精度分析 385
7.3.1 載人飛船從制動段到著陸段的飛行程序 385
7.3.2 返回再入段姿態(tài)控制系統(tǒng)簡介 385
7.3.3 返回再入段六自由度軌道仿真的數(shù)學(xué)模型 394
7.3.4 返回再入段六自由度軌道仿真及精度分析 402
7.4 載人飛船返回再入預(yù)測制導(dǎo)方法 405
7.4.1 縱程和橫程同時控制的預(yù)測制導(dǎo)方法 406
7.4.2 縱程和橫程分開的預(yù)測制導(dǎo)方法 409
第8章 探月飛船跳躍式返回軌道設(shè)計與制導(dǎo)方法 412
8.1 跳躍式返回再入簡介 412
8.1.1 跳躍式再入的概念 412
8.1.2 “阿波羅”飛船的再入制導(dǎo)方案 414
8.1.3 “獵戶座”飛船的再入制導(dǎo)方案 417
8.1.4 “嫦娥五號”飛船的再入制導(dǎo)方案 420
8.2 跳躍式再入彈道特性分析 423
8.2.1 跳躍式再入飛行階段的劃分 423
8.2.2 跳躍式再入彈道的解析解 423
8.2.3 跳躍式再入彈道特性的數(shù)值分析 431
8.3 跳躍式再入標(biāo)準(zhǔn)軌道設(shè)計及標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法 435
8.3.1 跳躍式再入的可達(dá)域分析 436
8.3.2 標(biāo)準(zhǔn)再入軌道設(shè)計 440
8.3.3 開傘點(diǎn)位置誤差分析 444
8.3.4 標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法 446
8.4 跳躍式再入數(shù)值預(yù)測校正制導(dǎo)方法 451
8.4.1 彈道預(yù)測與迭代校正算法 451
8.4.2 橫程控制方法 460
8.4.3 誤差參數(shù)辨識方法 465
8.4.4 仿真分析 467
第9章 升力式再入航天器返回軌道設(shè)計與制導(dǎo)方法 472
9.1 航天飛機(jī)軌道器返回再入情況簡介 472
9.1.1 航天飛機(jī)的基本情況 473
9.1.2 航天飛機(jī)軌道器的再入特點(diǎn) 479
9.1.3 航天飛機(jī)軌道器的控制系統(tǒng) 483
9.2 升力式返回再入段標(biāo)準(zhǔn)軌道設(shè)計 487
9.2.1 再入軌道設(shè)計的數(shù)學(xué)模型 489
9.2.2 瞬時平面與側(cè)向制導(dǎo) 492
9.2.3 再入走廊的確定 494
9.2.4 再入段的航程估算 497
9.2.5 再入段標(biāo)準(zhǔn)軌道設(shè)計 501
9.2.6 再入標(biāo)準(zhǔn)軌道設(shè)計仿真 504
9.3 升力式再入標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法 507
9.3.1 標(biāo)準(zhǔn)軌道跟蹤制導(dǎo)律設(shè)計 507
9.3.2 考慮攻角調(diào)制的飛行控制 511
9.3.3 標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法仿真分析 512
9.4 升力式再入預(yù)測校正制導(dǎo)方法 516
9.4.1 初始下降段制導(dǎo)方法 517
9.4.2 平衡滑翔段制導(dǎo)方法 518
9.4.3 預(yù)測校正制導(dǎo)方法仿真分析 526
9.5 末端能量管理段制導(dǎo)方法 529
9.5.1 末端能量管理段對制導(dǎo)系統(tǒng)的要求 529
9.5.2 末端能量管理段的分段 530
9.5.3 末端能量管理段的制導(dǎo)方法 532
9.5.4 TAEM的仿真 534
第10章 運(yùn)載火箭垂直回收著陸返回軌跡設(shè)計與制導(dǎo)方法 535
10.1 垂直起降運(yùn)載火箭及試驗(yàn)飛行器發(fā)展現(xiàn)狀 535
10.1.1 垂直起降運(yùn)載火箭的工程實(shí)踐 535
10.1.2 運(yùn)載火箭垂直回收的關(guān)鍵技術(shù) 540
10.2 運(yùn)載火箭垂直回收返回再入標(biāo)準(zhǔn)軌道設(shè)計 542
10.2.1 質(zhì)心運(yùn)動方程的建立 543
10.2.2 軌跡設(shè)計問題建模 547
10.2.3 仿真分析 552
10.3 運(yùn)載火箭垂直回收減速段制導(dǎo)方法 554
10.3.1 攝動運(yùn)動方程的建立 555
10.3.2 軌跡跟蹤制導(dǎo)律設(shè)計 559
10.3.3 仿真分析 560
10.4 基于凸優(yōu)化的運(yùn)載火箭動力著陸段軌跡規(guī)劃方法 562
10.4.1 凸優(yōu)化方法簡介 563
10.4.2 著陸段軌跡優(yōu)化問題描述 564
10.4.3 原問題的凸化處理與離散化 566
10.4.4 序列凸優(yōu)化求解算法 572
10.4.5 仿真分析 574
10.5 基于軌跡在線生成的動力著陸段預(yù)測制導(dǎo)方法 578
10.5.1 軌跡在線生成算法設(shè)計 579
10.5.2 發(fā)動機(jī)開機(jī)策略的選擇 581
10.5.3 基于視加速度補(bǔ)償?shù)母�蹤制�?dǎo)方法 582
10.5.4 仿真分析 584
參考文獻(xiàn) 592
附錄Ａ 相關(guān)常數(shù) 599
附錄Ｂ 標(biāo)準(zhǔn)大氣表（0～120km） 600
附錄Ｃ 控制變量為α、β、χ時的偏導(dǎo)數(shù) 603
附錄Ｄ 控制變量為η、κ時的偏導(dǎo)數(shù) 605
附錄Ｅ 等地心距攝動狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的解析解 607
附錄Ｆ 等角攝動狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的解析解 609
附錄Ｇ 狀態(tài)響應(yīng)解析解的系數(shù) 611
附錄Ｈ 有狀態(tài)約束的最優(yōu)控制問題的最優(yōu)性條件 614