郭 涛，宋征宇，施健峰

(1. 北京航天自动控制研究所， 北京100854； 2. 中国运载火箭技术研究院， 北京100076)

1 引言

再入返回是载人航天飞行的关键阶段，需综合考虑安全再入、精确着陆、力热过载限制等要求。 目前载人飞船采用的再入返回制导策略主要是基于离线轨迹设计的标准轨迹跟踪制导方法，不能适应载人月地返回实际飞行状态，也难以有效发挥载人飞船的机动能力，导致制导系统鲁棒性和任务适应性不足、精度不高。 与此同时，应急返回任务的设计流程冗长，可靠性和适应性均较差，很多工况下任务剖面设计不合理，进而导致力热过载超限，有可能造成任务失败。 因此，需要面向载人再入返回，在安全再入、力热过载等多约束条件下，研究再入返回轨迹快速设计方法及高鲁棒性再入制导技术，进而实现在线快速轨迹规划及制导，以满足载人航天尤其是载人月球探测任务的高性能、高可靠性再入返回要求。

目前再入制导方法主要有标准轨道法和预测制导法。 标准轨道法需事先设计名义轨道，在任务前预先装订标准轨道参数，再入过程中实时测量飞行器实际轨道参数，与标准轨道参数进行比较，其偏差用于调整飞行器倾侧角的大小及方向，使实际轨道跟踪名义轨道。 该方法对初始再入误差、气动偏差、大气偏差等不确定性因素的适应性较差，在存在较大偏差的情况下，飞行器落点散布较大。 预测制导法实时预测飞行器落点与理论落点偏差，并通过调整倾侧角来消除误差，与标准轨道法相比，采用了实时预测技术，对于各种不确定性具有较强的鲁棒性，可满足精确着陆的要求。……