空天飞行器以什么为动力(请问空天飞机采用的是什么形式的发动机？)
请问空天飞机采用的是什么形式的发动机？
一、全新的发动机。 空天飞机的飞行范围从大气层内到大气层外，速度从0到25倍音速，如此大的跨度和工作环境变化是目前所有单一类型的发动机都不可能胜任的，为空天飞机研制全新的发动机成为整个项目的关键。 喷气式发动机需要在大气层中吸入空气，无需携带氧化剂，但无法在大 气层外工作；而火箭发动机自带氧化剂，可以工作在大气层内外，使用速度范围较广，但携带的氧化剂较笨重。目前设想的空天飞机动力一般采用超音速燃烧冲压发动机+火箭发动机或涡轮喷气+冲压喷气+火箭发动机的组合动力方式。但超燃冲压发动机在研制上存在相当多的技术问题，而多种发动机的组合方式又使结构变得过于复杂和不可靠。
外太空中没有空气，那么探测器等这类飞行器是靠什么作为动力的呢？
与喷气式飞机的飞行原理相同，都是从后面喷出气体，依靠产生的反作用力向前飞行。即作用力－反作用力原理。所不同的是，喷气式飞机利用的是空气中的氧气与自身携带的燃料发生燃烧反应，产生的大量气体。而太空中是真空，没有氧气，所以火箭（或宇宙探测器）不但需要携带燃料，还需要随身携带氧化剂。
空天飞机与航天飞机有什么区别？
从飞行区域看航空和航天是两个不同的技术领域，代表就是飞机和航天飞行器，它们分别在大气层、外活动，航空运输系统是重使用的，航天运载系统一般是不能重使用的。而空天飞机能够达到完全重使用和大幅度降低航天运输费用的目的。按照定义，飞行高度在海拔80—100公里以上的飞行器可被称为航天器，这个高度也是电离层所覆盖的区域，其空气密度非常低，传统的航空器最大飞行高度被限定在海拔40公里左右，主要依赖于空气动力学原理来设计，超出这个高度后空气动力效应基本不起作用，因此海拔40—100公里的高度被认为是连接大气层和外太空的临近空间，这也是现阶段跨大气层飞行器进行巡航机动飞行的主要高度。在不同的高度之间，不同的飞行器所需要的设计原理完全不同，而空天飞机就是要打破这一界限，实现跨界融合，同时具备两个不同空域的飞行能力。从动力系统看相比于航空动力或者航天动力，空天飞机的动力系统由于要考虑兼顾两者，就必须更加杂，因此目前世界上任何一种单一类型的发动机都难以胜任。而我国正在研发的水平起降、可重使用天地往返飞行器，是采用两级入轨技术。实际上，空天飞机大多数会选择依靠大型载机发射起飞，因为依靠大型载机平台，可以实现从传统的机场起飞，而空天飞机自身则使用火箭动力推进。空天飞机由载机携带，在一定的高度上释放发射，可以大幅简化对助推级的性能要求。此外，因为载机本身已经给予了空天飞机一定的势能和动能，因此空天飞机可以减少推进剂携带量，降低自身重量或者携带更多有效载荷。而且，此类空天飞机的火箭尾喷管不需顾及海平面至准真空环境的变化，有利于提高发动机的比冲，可在其飞行包线的任意一个高度和速度上进行发射。组合体起飞时，只需使用载机上低速性能最高的航空涡轮发动机提供动力。当组合体抵达海拔30公里高度时，空天飞机脱离载机，由于该空域还在大气层，空气虽然稀薄但仍能为发动机的工作提供效用，因此，在这一阶段空天飞机可以使用高速冲压发动机提供动力；当空天飞机飞至大气层边缘时，则采用不需要空气也能工作的火箭发动机，飞出大气层。
航天器进入太空后靠什么动力飞行？
目前的技术是，飞船靠发动机向后喷射气体，来获得向前的动力。
根据动量守恒定律，当飞船向后喷射气体时，飞船获得向前的动力。也就是说，飞船的动力是它喷射的气体的反作用力。类似于你向后扔石头，你手上会感觉到石头对你的向前的力。
飞机是靠什么动力飞上的天
气流的升力。
空天飞机需要燃油吗？
是的，空天飞机需要燃油。虽然空天飞机可以在大气层中飞行，但它们仍然需要燃料来提供动力和推进力。燃料可以使空天飞机进行加速、升空、转向和制动等操作。
在大气层中，空天飞机使用液体燃料，如液氢和液氧，而在太空中，它们使用固体燃料。
空天飞行器气动技术研究
来源：战术导弹技术，作者：王立宁
摘要：气动技术的研究对于认识空天飞行器飞行环境和发展其他关键技术有巨大推动作用。本文根据空天飞行器的任务环境及外形特点分析了空天飞行器研究涉及的高温/稀薄等复杂流动机理、复杂耦合环境下气动特性的预测与验证、大空域宽速域高升阻比气动布*设计等三个气动方面的关键问题，并探讨了解决上述问题所需开展的关键技术，为后续空天飞行器的研究提供了一定的指导与借鉴。
关键词：空天飞行器；气动问题；关键技术
空天往返飞行器（以下简称空天飞行器）是指采用吸气式空天发动机、可水平起降，并自由穿梭于稠密大气、临近空间和近地轨道的新一代可重复使用天地往返飞行器，具有廉价、可靠、快速、便捷的特点，是下一代航天运输系统的发展方向，其中以吸气式组合推进系统为动力的单级与两级入轨空天飞行器为最理想的方案形式。
空天飞行器的研究将打破传统航空器和航天器的*限，其研发是动力、结构、材料、气动、控制等一系列关键技术的高度集成融合的结果。面对人类认知尚浅的临近空间大气环境，并考虑到空天飞行器各项技术对任务环境的高度依赖性，要发展空天飞行器，必须要认清并解决空天飞行器所面临的空气动力学问题。
本文根据空天飞行器的任务环境及外形特点分析了空天飞行器涉及的气动关键问题，并简单探讨了解决上述问题所需开展的关键技术研究工作，为后续空天飞行器及宽空/速域飞行器的研究提供指导与借鉴。
国外自20世纪50年代起便开始开展空天飞行器的研究工作，提出一系列具有代表性的空天飞行器概念方案。
美国在1986年制定国家空天飞机（NationalAerospacePlane，NASP）计划，意图发展一种以吸气式火箭组合循环发动机、单级入轨完全可重复使用，能入轨并具备水平起降能力的空天飞行器，X-30是这种空天飞机的演示验证试验机，如图1所示。
图1 NASP单级入轨空天飞行器X-30
20世纪80年代初，英国提出了水平起降、单级入轨的“霍托尔”(HOTOL)空天飞机方案（见图2）。1989年8月英国喷气发动机公司在已终止的HOTOL项目研究基础上提出“云霄塔”（SKYLON）计划，并提出单级入轨、能在普通机场跑道起降的空天飞机方案，以“佩刀”(SABER)喷气/火箭组合发动机为动力，目前处于概念设计阶段，飞行器概念外形采用翼身组合体布*形式，如图3所示。
图2 HOTOL单级入轨空天飞行器
图3 SKYLON单级入轨空天飞行器
德国在20世纪80年代提出一种两级入轨的“桑格尔”（Sänger）空天飞机方案，它是以德国火箭专家欧根·桑格尔的名字命名的。Sänger方案将整个系统分为两级，第一级是载机，采用翼身融合体布*，第二级是轨道飞行器，轨道飞行器由载机驮在背部，如图4所示。
图4 Sänger两级入轨空天飞行器
巴西高等研究学院气动热与高超声速技术实验室提出了14-X两级入轨空天飞行器方案，该方案使用乘波体布*，利用超燃冲压发动机推进（见图5）；日本宇航研究开发*提出了“JAXA”两级入轨空天飞行器方案，其一级运载器为翼身组合体、大后掠三角翼布*方案（见图6）。
图5 巴西14-X两级入轨空天飞行器
图6 JAXA两级入轨空天飞行器
空天飞行器往往需要以同一构型实现大气层内和空间自由穿梭飞行；以一种新的空天动力形式实现水平起降，并完成在稠密大气层、临近空间稀薄大气以及空间的全空域工作。因此，空天飞行器的发展涉及吸气式空天发动机技术、结构/材料及热防护技术、总体设计技术、气动技术等一系列关键技术。结合空天飞行器的任务特点，其涉及的气动关键技术与问题主要表现在以下几个方面。
2.1高温/稀薄等复杂流动机理问题
空天飞行器在完成任务的过程中均需要跨越宽广的飞行空速域（0-180Km+，0-Ma25+），面临复杂且急剧变化的绕流环境：
随着飞行高度增大，分子平均自由程迅速增大，和飞行器特征尺度的比值不再是小量，需考虑稀薄气体效应的影响，例如60km左右流动变为滑移流，随高度增大流动变为过渡流甚至自由分子流，稀薄气体效应将带来壁面速度滑移/温度跳跃、*部热力学非平衡等问题，改变流动结构形态。空天飞行器由于飞行器构型复杂，特征尺寸多，且在高空有直接力控制喷流的需要，稀薄/连续共存的跨流域问题突出，对稀薄条件下的流动机理认识与分析提出了更高要求。
飞行马赫数达到Ma=10～25等高马赫数条件时，高马赫数激波压缩后总温可达几千甚至上万K，高温下空气分子将产生振动激发、解离、甚至电离，同时离解/电离气体在壁面受到金属等材料的催化作用可能发生复合反应，空气成为包含热化学反应的复杂流体介质，热力学特性显著改变，同时高温下激波与边界层相互干扰，将影响飞行器的表面压力分布和气体放热、吸热，对高温气体效应机理的清晰认识是准确预测飞行器的力矩特性和气动热环境的关键。
图7 空气在一个标准大气压下振动激发、离解和电离的范围
稀薄/高温等复杂物理化学过程的存在，也使高空高速飞行时边界层流动更为复杂，而高度增大后湍流度降低、流动粘性效应增强，均使得机理尚不清晰的流动转捩问题更为复杂；吸气式发动机内流与飞行器外流的强烈耦合还将导致更复杂的激波边界层干扰、边界层转捩与粘性干扰等问题，进一步增加了上述问题的复杂化程度。
空天飞行器为适应宽速域飞行可能要考虑变几何飞行，低升力水平降落等问题；对于两级或多级入轨飞行器，需要考虑复杂构型高速分离等问题，对变几何飞行及高速分离过程中流动机理的认识是动态过程模拟与分析的基础，也是进行方案决策的基础，将直接影响飞行安全。
目前国内对上述复杂流动问题的基础较为薄弱，为满足空天飞行器研发的需求，应重点针对高温、稀薄、稀薄/连续共存、高马赫数转捩、高马赫数级间分离等复杂流动开展机理问题研究。
2.2复杂耦合环境气动特性预测与验证问题
如2.1节所述，空天飞行器在高空高速飞行时会遭遇稀薄气体效应、高温气体效应、激波/边界层干扰等复杂流动现象，显著改变飞行器表面压力与温度分布，影响飞行器气动力/热特性。图8（a）给出了美国航天飞机俯仰力矩随攻角的变化曲线，未考虑高温气体效应时，为了保持40°飞行攻角，升降舵偏角约为7°；考虑高温气体效应后，俯仰力矩系数修正量可达0.02，使升降舵配平角增加约9°。图8（b） 给出了俄罗斯“暴风雪”号航天飞机头部驻点附近温度受壁面催化特性(Kw)影响，显示出不同程度的高温气体效应导致的温度差可达300K，相互间的偏差可达20%之多。
对上述流动的准确模拟是精确预测飞行器气动性能的保证，这就要求在注重机理研究的同时，重点发展适用于空天飞行器内外流耦合下的高温/稀薄气体力/热预测与验证技术，从而为飞行器设计提供支撑。基于目前国内在高温、稀薄气体效应预测方法研究方面的基础相对薄弱，验证能力相对短缺，应重点针对高温空气热力学与热化学模型、全速域气动特性预测统一算法、高马赫数内外流气动力验证等关键技术开展攻关研究。
a）高温气体效应对美国航天飞机俯仰力矩的影响
b）暴风雪号航天飞机前缘驻点温度变化历程
图8高温气体效应对气动特性的影响
相较于常规高速飞行器，空天飞行器尺度规模大，受现有地面试验设备尺寸约束，飞行器试验模型须进行大尺度缩比，将导致无法真实模拟边界层以及发动机内流，使得内外流一体化下的基本气动性能数据获取难度大；同时，组合动力不存在缩比模拟相似准则，无法直接通过飞行器缩比模型获取带组合动力一体化的试验数据，需要在现有风洞条件下，开展宽速域（亚/跨/超/高超）带动力一体化试验方法，试验技术，模拟准则等方面开展研究。
空天飞行器在多次重复穿梭大气层过程中必然会出现热防护系统的损伤，包括防热瓦间缝隙、台阶大小/形状在交变力热载荷的作用下偏离设计状态、防热瓦受大气粒子侵蚀产生显著的划痕与凹坑等。防热瓦表面损伤的出现、缝隙和台阶大小/形状的改变均会显著影响飞行器表面的热环境，可能导致热防护系统失效，危及空天飞行器使用安全，应重点发展大气粒子侵蚀/气动/结构多场耦合热环境分析与验证技术。
空天飞行器单次飞行面临长航时飞行问题，宽频率脉动压力中的高频成分可能引起低周结构疲劳，在多次重复使用过程也会引起结构件的高周疲劳问题，设计阶段的疲劳载荷谱的设计和疲劳载荷分析将直接影响空天运载器的结构设计和结构定寿工作，对高马赫数力/热/噪声耦合疲劳载荷技术的研究不容忽视。
空天飞行器的结构质量和有效载荷是“零和”的关系，控制结构质量就可以获得更大的有效载荷质量，为保证较高的经济效益，空天飞行器往往具有轻质、升力式外形的特征，这将导致飞行器机体柔性程度大，在飞行中存在大变形，复杂热环境下的气动弹性问题更加突出，需相应发展大型轻质升力式飞行器热气动弹性预测与验证技术。
2.3 大空域宽速域高升阻比气动布*设计问题
空天飞行器具有大空域宽速域的任务剖面特点，为快速自由穿梭大气层，需同时具有高机动性与高加速性，要求其在全速域范围内均具有较高的升阻比。
而在完成天地往返的飞行过程中，空天飞行器需跨越亚/跨/超/高超声速，历经稠密与稀薄大气，面临复杂且急剧变化的飞行环境，飞行器绕流特性变化大，同一外形在不同速域的气动特性差异明显，同一外形在不同速域的气动特性差异明显，同样的高升阻比等性能需求将导致相互矛盾的外形方案（图9），传统气动布*设计已不适用，应重点针对层流外形设计、全速域高升阻比翼型与机翼设计、低波阻翼身融合体设计为代表的全飞行包线高升阻比设计技术研究。
图9低速（上）和高超声速（下）高升阻比外形对比
空天飞行器在宽速域飞行过程中，由于马赫数变化剧烈导致飞行器稳定性变化大，传统气动布*方法难以实现宽速域下飞行器稳定性和操纵性设计，而进气道工作状态的改变以及高温气体效应的出现同样引起压心的移动，使飞行器稳定度变化大，同一舵面在不同速域操纵效率不同，使得飞行器操稳设计、匹配困难，必须加强宽速域吸气式飞行器操稳设计/匹配技术研究以解决上述问题。
由于空天飞行器还必须具备低速起飞和降落能力，在气动布*设计时必须兼顾高超声速外形与低速起飞外形，甚至设计具备变形能力的飞行器，以保证低速的大升力和高速的高升阻比，此外，吸气式动力的采用使内外流场强烈耦合，宽速域范围内的推阻匹配需求、宽速域可调进气发动机与机体匹配设计等问题，都给空天飞行器的气动布*设计带来巨大挑战。
空天飞行器是未来航天运输系统的发展方向，气动技术的研究对于认识空天飞行器任务环境和发展其他关键技术有巨大推动作用。
本文根据空天飞行器的任务环境及外形特点分析了空天飞行器涉及的三大方面气动关键问题，并梳理了主要的研究方向：
（1）针对宽广空速域飞行带来的高温/稀薄等复杂流动机理问题，需重点开展高温/稀薄气体效应、稀薄/连续共存、高马赫数转捩、高马赫数级间分离等复杂流动机理研究；
（2）针对复杂耦合环境下的气动特性预测与验证问题，需重点对高温/稀薄耦合力热环境、大气粒子侵蚀/气动/结构多场耦合热环境、高马赫数力/热/噪声耦合疲劳载荷等复杂耦合环境气动特性预测与验证技术开展攻关；
（3）针对大空域宽速域高升阻比气动布*设计问题，需突破全飞行包线高升阻比设计、宽速域吸气式飞行器操稳设计/匹配、宽速域可调进气发动机与机体匹配设计等难点技术。
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摘要：组合动力空天飞行器飞行任务特点对制导技术提出了很高的要求，从空天飞行器飞行剖面入手，分别介绍了组合动力爬升段、火箭动力入轨段、再入返回段、能量管理段与自主着陆段相关制导技术研究现状，在此基础上分析了面向组合动力空天飞行器任务能力提升需求、需要进一步解决的关键制导问题，为后续空天飞行器制导技术领域的研究工作方向制定提供了一定的参考。
关键词：空天飞行器；组合动力；再入制导；能量管理；自主着陆；智能制导
组合动力水平起降空天飞行器是指采用吸气式组合动力发动机，具有水平起降和可重复使用的特征，能够自由往返于稠密大气、临近空间和近地轨道的新一代天地往返飞行器，将突破传统航天器和航空器*限，实现在大气层和轨道空间自由穿梭飞行。与一次性火箭动力运载方式相比，空天飞行器具有廉价、快速、可靠、便捷等优势。
两级入轨作为组合动力水平起降空天飞行器实现方案之一，与单级入轨相比对结构质量比和发动机性能要求较低，技术可实现性更强，是行业研究的热点方向之一。
图1SpaceLiner空天飞行器概念方案
图2基于佩刀发动机的两级入轨概念方案
两级入轨空天飞行器具有以下任务特点：一是飞行包线大幅扩展，在真实气体效应、粘性效应、气动/推进/弹性模态耦合机理等诸多方面尚未完全掌握，飞行器动力学模型存在较大不确定性。二是任务模式多、兼具“宽域加速爬升”、“高速级间分离”、“长时间在轨飞行”、“升力式再入返回”和“自主着陆”等任务过程，制导控制系统必须具有适应全空域全速域飞行制导控制能力。三是可靠性要求更高，需要具备有典型故障情况下的故障诊断与隔离和控制重构能力以及应急情况下任务决策与自主返场能力。
上述飞行任务特点对两级入轨空天飞行器制导技术提出了更高的要求。因此，本文从两级入轨空天飞行器飞行任务剖面入手，分别介绍了组合动力爬升段、火箭动力入轨段、再入返回段、能量管理段与自主着陆段相关制导技术研究现状，在此基础上分析了面向两级入轨空天飞行器任务能力提升需求及需要进一步解决的制导关键问题。
本文讨论的两级入轨空天飞行器采用背负式构型，组合体在吸气式组合动力发动机的推进作用下水平起飞，加速爬升至临近空间达到预设的高超声速飞行状态后，一二级分离，一子级返回原场或异地返场；二子级依靠自身火箭动力发动机进一步加速进入目标飞行轨道；完成在轨飞行任务后，实施减速离轨，再入大气层，后历经能量管理与自主着陆过程实现无动力返场。
两级入轨空天飞行器在跨大气层飞行过程中主要飞行任务剖面可分为组合动力爬升段、火箭动力入轨段、在轨运行段、再入返回段、能量管理段与自主着陆段，选取其中五个分段分别介绍其制导技术的发展现状。
图3两级入轨空天飞行器任务全剖面示意图
组合动力爬升段
组合动力爬升段是指组合体起飞后到一二级分离之前的飞行阶段，由于在稠密大气层和临近空间飞行，且面临宽速域多模态气动/推进耦合特性，目前的制导技术主要侧重于标称轨迹跟踪制导技术，基于在线规划的自适应制导技术研究尚处于起步阶段。
（1）组合动力爬升轨迹设计
对于组合动力爬升轨迹设计问题，常采用预设飞行剖面法，由于飞行环境的复杂性，一般会面临诸多约束条件的限制，违背约束条件的飞行轨迹是不可实现的，为了满足这些约束，常常在某些剖面上设计飞行走廊，把约束可视化为飞行走廊的上下边界。在爬升段，常选用的剖面主要有“高度-速度剖面”，“马赫数-动压剖面”，“高度-马赫数剖面”,“下沉率-高度剖面”，“热流剖面”等。
Zhou考虑将不确定性加入轨迹优化设计中，解决组合动力飞行器的离线最优轨迹生成问题。在进行离线轨迹设计时，除了常见的初始、终端、过程约束以外，还将扰动纳入轨迹优化问题；在实际验证过程中发现使用优化方法生成轨迹效率偏低，因此提出预设含有若干参数的关于高度-速度剖面，把原优化问题简化为预设剖面的参数搜索问题。闫晓东提出了等动压爬升方法，通过物理模型分析发现只要在爬升过程中满足一个高度-速度代数方程，就可以实现等动压爬升，并进一步将该方程决定的高度-速度剖面称为等动压线。通过分析等动压线的高度、速度及其导数和二阶导数之间的关系，能够求解出跟踪等动压线需要的弹道倾角，实现剖面规划。
吕翔提出基于马赫数-动压参考曲线进行轨迹设计，考虑到爬升段马赫数具有单调增加的特性，以马赫数为自变量具有与发动机性能无关、普遍适用的优点，比一般以时间为自变量的设计方式泛用性更强。由于针对不同的对象，马赫数-动压并无确定的关系，文中采用由n+1个节点确定非均匀有理B样条(Non-UniformRationalB-Spline,NURBS)曲线来表达马赫数-动压参考曲线的多种可能性，节点对应特定的飞行状态点，称为控制点，通过发动机参数求解参考动压，再使用二分法求解参考动压对应的最佳迎角。
图4Sanger组合体预设飞行剖面规划
陈婷婷在高度-马赫数剖面上进行爬升段飞行走廊规划，重点考虑热流、过载、发动机最大工作时间、攻角以及攻角变化率等约束。把爬升段的终端约束用“窗口”描述，认为“窗口”是在高度-马赫数剖面上的一个平行四边形区域。使用二分法求解能够满足窗口条件的飞行走廊上下边界。
考虑到部分对象的特殊情形，文献[11]根据动力模态将爬升段划分为动力段和无动力段，在动力段基于高度-速度飞行走廊进行轨迹设计，无动力段基于高度下沉率-高度飞行走廊进行轨迹设计。赵长见将爬升段细分为起飞爬升、等动压爬升和等热流爬升段，通过对不同阶段参数特性设置待定参数的爬升段飞行剖面，再依据连接点的状态值和状态导数值整定参数。
预设剖面参数法还可结合参数用法联合使用，常用POST(ProgramtoOptimizeSimulatedTrajectories)工具箱实现，进行飞行轨迹优化，已经有成功应用的先例。POST的运行逻辑是把选定剖面用分段线性函数描述，然后利用优化算法迭代求解这些分段函数的截距和斜率等参数。
与预设剖面法不同，直接法和间接法是基于数值优化的方法。
直接法立足于最优控制理论，通过把飞行状态离散化将最优控制问题转化成参数优化问题，可以避免估算协态变量和求解两点边值问题，降低求解最优控制问题的难度，伪谱法(PseudospectralMethod)是一种常用的直接法。龚春林采用Gauss伪谱法，在Gauss点对待优化的状态变量和控制变量进行离散，在各离散节点之间用拉格朗日插值函数填充，以插值多项式的导数逼近状态变量和控制变量的导数，这样插值多项式的值就可以逼近真实的状态变量和控制变量的值。郑雄以爬升和巡航段全*优化为背景，提出粒子群结合Radau伪谱法优化的嵌套优化策略，用粒子对特殊状态点的马赫数和高度进行赋值，以此作为爬升和巡航的中转条件，用伪谱法对限定粒子中转条件的情形进行全*轨迹优化，以伪谱法获得轨迹的燃料消耗作为反馈进一步完善修正中转条件，最终获得全*最优解。
间接法应用极大值原理，对参数的变化非常敏感，容易收敛到*部解，且必须求解两点边值问题，但在初值合理的情况下，可以得到非常精确的优化结果。李惠峰给出了一种间接建模方法来构建两点边值问题，考虑爬升段的燃料最省问题，把飞行器质量作为一个状态变量，把飞行器视为质点求得控制变量的解析解，将解析解的值作为初始猜想，选取参考面积为同伦参数，应用同伦算法逼近真实解。黄盘兴对间接法进行算法改进，对于大气层内控制变量最优解，给出了考虑路径约束的Hamiltonian两点边值问题模型，在牛顿迭代中引入松弛因子。为得到求解边值问题的合理初值，在真空解的基础上引入参数同伦算法，同时在迭代计算时应用了保辛多层次快速求解策略，提高了间接法的效率和精度。
图5基于*部配点的直接法流程
间接法和直接法结合，能够实现用较少节点的Gauss伪谱法来求解间接法得到的Hamiltonian两点边值问题，该方法能够兼具高求解精度与快求解速度，但也存在针对极大值原理推导两点边值问题推导复杂，泛用性差等劣势。正则摄动法采用状态变量和控制变量的渐进序列去近似状态变量和控制变量的最优解。能够实现准最优三维轨迹的求解，求解效率是间接法的两倍以上。这些工作为新型爬升轨迹设计算法的探索提供了启示。
（2）标称轨迹跟踪制导方法
基于离线轨迹跟踪的制导方法又称摄动制导，该方法首先要离线设计一条包含所有飞行状态的标称轨迹并装载到飞行器的控制系统中，在实际飞行过程中依据实际状态同标称状态的差值，反馈条件控制变量的值，实现对标称轨迹的跟踪飞行。
Dukeman应用LQR依据对象设计了二次型指标函数，通过指标函数反馈整定制导增益，实现了轨迹跟踪制导。Bollino将LQR方法和经典PID方法相结合，把PID制导律带入到系统方程中，通过设置线性二阶系统的阻尼和频率来计算PID增益系数，提高了跟踪精度。
轨迹跟踪制导计算量小，稳定性好，已成功应用于诸多飞行器，但是执行飞行任务之前需要大量的地面工作，进行轨迹设计与装载，由于其本质是复现离线设计好的轨迹，对于较大偏离和扰动往往不具备纠偏能力，也不具有在线更改目标或飞行方案的可能性。
（3）基于在线轨迹规划的爬升制导方法
在线轨迹规划的基本思路是在飞行过程中依据飞行状态和目标位置实时生成轨迹与制导指令，目前对于组合动力爬升段在线轨迹规划的研究仍然处于起步阶段。
图6基于在线轨迹规划的爬升制导示意图
Kelly和Brown在线应用间接法，不断求解两点边值问题。由于间接法在计算速度和初值敏感度上的*限性，需要进行一些改进来提升制导律的稳定性。许东欢提出基于伪谱法进行在线轨迹优化实现闭环制导的制导策略，以离线生成的初始最优轨迹和开环制导指令为备份，在线状态下在每个制导周期进行一次轨迹优化，生成新的制导指令，在验证新制导指令的合理性后，用新的制导指令覆盖原有开环制导指令，实现在线闭环制导。Zhou通过考虑扰动的离线优化进行大量轨迹设计仿真，得到含扰动信息的轨迹数据库，之后利用该数据库训练径向基函数神经网络(RBFNN)，RBFNN能够基于在线飞行状态实时输出重构轨迹与制导指令，用于在线制导。
火箭动力入轨段
火箭动力入轨段是指离开大气层后直到进入预定轨道的阶段，由于此时飞行器已飞离大气层，动压、热流和过载等约束参数均呈下降甚至消失趋势，约束逐步松弛。因此，从入轨段开始，轨迹设计与制导的目标往往瞄准终端的状态与精度。
摄动制导设计基本思路与组合动力爬升段的标称轨迹跟踪制导思路基本一致，区别在于基准飞行轨迹规划设计不同，这里不再赘述。
（1）迭代制导法
迭代制导是目前应用非常广泛的入轨制导方法。它以最优控制理论为基础，通过计算剩余时间预测终端状态，并以此为依据确定最佳飞行程序角。与摄动制导相比，迭代制导不依赖于标称弹道，通过预测终端状态给出飞行轨迹使之满足终端约束。迭代制导理论最早由DORISC.CHANDLER在1967年提出，茹佳欣给出了迭代制导理论的详细推导过程，陈新民着重介绍了迭代制导方法在运载火箭上的运用，指出了其具有较高精度且算法对于不同任务具有普适性的优势。
韩雪颖给出带有入轨姿态约束的迭代制导方法，在传统迭代制导的基础上，向控制变量的表达式中增加了一个剩余时间的平方项及其参数，使控制变量的表达式能够覆盖终端姿态约束条件。王智基于最优控制理论推导了入轨段控制变量的显式解析解，与标称轨迹制导相比，能够覆盖更大的偏差范围，适应性强，计算量小。郝钏钏把入轨段分为迭代制导段和姿态快速调整段，在迭代制导段使用经典迭代制导方法，并同时估算终端姿态角，根据估算终端姿态角和终端姿态约束的误差，调节姿态快速调整段的推力加速度，从而实现入轨姿态约束的覆盖。
（2）基于凸优化的轨迹制导方法
考虑到迭代制导计算过程中每步只能获得次优制导指令，因此学术界也一直在寻求性能更佳的在线规划规划方法。凸优化是一种松弛约束的快速优化方法，最早由Acikmese等人提出，用于火星着陆轨迹设计。凸优化的核心思想是把非凸的模型与约束通过线性化、松弛等方式转化为凸的，把轨迹设计问题松弛化成为一个凸化问题，再使用凸优化求解器进行求解。在轨迹设计领域常用的凸优化模型为二阶锥规划(Second-OrderConeProgramming,SOCP)，文献[40-41]以交会入轨为背景，把交会对接问题转化为一系列SOCP子问题，称为序列，对这一系列子问题进行求解的方法称为序列凸优化，上一个子问题的解向量将被用于下一次的凸化。通过序列凸优化原始的非线性、非凸问题转化成了一系列凸的子问题，并保证子问题的解收敛于原始问题的解。
在入轨段，飞行器可能面临故障，无法实现原有任务目标。故障原因主要包括：发动机未按预定时间点火、瞄准信息错误、导航系统失效、发动机推力损失等。
文献[43-44]考虑故障下制导问题，给出了故障情况下应用自适应制导的策略，常武权提出故障可分为非能量故障和能量故障两个大类，提出大型的能量故障往往不具备在线制导纠正的能力，非能量故障和小型能量故障则可以通过在线的轨迹规划和制导律重构实现降级后达到任务目标，至少保证任务的部分成功，一定程度上避免损失。宋征宇给出了火箭上升段故障下轨迹重构与制导问题的凸子问题构建方法，基于迭代制导方法计算剩余燃料，评估剩余运载能力。基于凸优化的结果一方面能够给出制导指令，另一方面能够对故障下的任务完成度进行评估，若原任务目标无法达到，则转而求解最优椭圆救援轨道，更新任务目标以减少损失。
再入返回段
再入段指飞行器离轨后重新进入大气层的阶段，再入过程历经真空和大气环境，飞行环境比较复杂，主要体现为速域、空域变化范围大，可调控制变量少，精度要求高。再入过程的示意图如图7所示。
由于在轨运行时具有整个任务剖面最高的动能和势能，相比于其它飞行段，再入更容易突破动压、过载、热流约束的限制，基于这些约束可以进行飞行走廊设计。另一方面，再入段的目标也是瞄准终端状态与落点精度，考虑到各项约束与倾侧角之间的关系，可以将约束转化到倾侧角幅值剖面，满足轨迹设计约束需求。
图7再入过程示意图
（1）再入段轨迹优化设计
空天飞行器再入过程中飞行环境复杂，再入段轨迹优化面临以下难点：再入运动模型是时变非线性微分方程组，具有强非线性和强耦合性，且控制量隐含在运动方程中，很难直接获得三自由度轨迹的解析解；再入飞行过程中飞行器的高度和速度变化剧烈，气动参数变化较快并且存在严重的干扰，不确定性大，而再入轨迹对气动力非常敏感；再入飞行过程中，需要满足苛刻的热流、动压和过载等再入过程约束，以及严格的终端约束，使得飞行器被限制在较窄的飞行空间内，很难找到最优解甚至可行解；同时，由于再入速度很快，对计算机的实时性要求比较高。
近几年的研究热点逐步集中于采用直接法求解再入段轨迹优化问题。文献[97]利用改进的网格细化技术自适应选择合适的离散点构成新的网格，并基于新网格求解非线性规划问题，对高超声速飞行器高精度再入轨迹优化问题进行了探索研究。文献[98]提出了基于Gauss伪谱法的含初值生成器的分段串行优化策略，用以解决再入轨迹优化中初值选取、强非线性多约束的问题。文献[99]基于改进分段Gauss伪谱法求解最优再入轨迹优化问题，通过设置分段Gauss伪谱法连续性条件，确保飞行器状态与控制输入在分段点处连续衔接，可有效求解带脉冲推力的高超声速飞行器再入轨迹规划问题。文献[100]采用高斯伪谱法(GPM)将再入轨迹优化问题转化为非线性规划问题(NLP)，对NLP进行归一化处理后，采用SNOPT软件包求解。根据协态变量映射规则计算出协态变量，得出哈密尔顿函数沿最优控制的变化过程。算例中，GPM耗时约7s即可生成一条严格满足各种约束的三维最优再入轨迹，耗时短且优化精度高，满足一阶最优性必要条件，是直接法对间接法的一种补充。
（2）预测校正制导
预测校正制导的基本思想是基于给定倾侧角指令获取终端状态信息，并把这些预测获得的终端状态同它们对应的约束进行比较，迭代获取最佳的倾侧角指令。预测—校正制导一般分为纵向制导和横向制导两个部分。预测环节工作在纵向制导部分，迭代出当前步的最佳倾侧角指令。横向制导模块基于定义的横程控制倾侧角的符号，避免飞行方向的偏离。
预测校正制导方法按照预测环节的工作方式又可以分为解析预测—校正制导和数值预测—校正制导。解析预测—校正制导的预测环节通过解析表达式计算终端状态。曾宪法在文献[59]中提出了能量因子的概念，在此基础上推导出了终端待飞航程的解析解，得到的解析解表明，当给定了初、末段能量，待飞距离将取决于升阻比和倾侧角大小，因此通过给定倾侧角计算待飞距离并与末段待飞距离比对就可以进行倾侧角迭代。同时，文章还给出了一种攻角指令调节方法，以高度作为状态量采用PD控制调节攻角，使其更容易满足终端高度约束。
文献[60]基于匹配渐进展开求解跳跃轨迹的解析解，由于再入过程起始于重力为主的区域，后进入空气动力为主的区域，因此不能直接得到贯穿全程的统一解，为了解决这个困难，需要分别在每个区域获得独立的解，再融合为统一形式的解，以此可以得到全程的速度和航迹角，并基于此计算航程，控制指令由速度和航程的偏差共同决定。
数值预测校正制导的预测环节通过数值积分获得终端状态。Shen详细介绍了一种横向制导策略，定义待飞航程为当前位置到航向校准圆柱的地表距离，通过待飞航程和航向角定义了横程；Xue应用了这种横向制导策略，同时提出了一种纵向制导策略，定义终端到航向校准圆柱的地表距离为剩余航程，通过数值积分预测终端经、纬度，进而得到剩余航程，进行倾侧角迭代。Lu以低升力结构的飞行器为背景应用了预测—校正制导，并取得了很高的精度。
Zeng通过已有的动力学方程求出了航迹角和速度的解，降低了动力学方程需要积分的维数，提高了运算效率。Brunner对比了完全数值预测校正制导（FullyNumericalPredictor-correctorEntryGuidance，FNPEG）和阿波罗飞船跳跃轨迹制导算法，结论是FNPEG算法鲁棒性非常好，对于落点的大范围分散和长航程的任务也执行良好，但跳跃轨迹制导对于航程大于3000km的任务工作性能不佳。
还有许多学者针对更加具体的任务形式对预测校正制导做出了一些改进。赵江和Wang考虑到实际飞行过程中的禁飞区问题，在过程约束中添加了禁飞区的约束。王肖考虑到传统的预测校正方法以终端能量作为约束，并不能完全精确地达到速度和高度约束，终端往往会出现速度和高度不匹配的问题，通过公式推导得出了较大的航程往往对应较大的终端高度和较小的倾侧角剖面这一结论。
解析算法运行速度快，但需要推导终端状态的解析解，使用基于推导的假设条件限制；数值算法运行速度相对较慢，但不需要推导终端状态解析解，几乎没有使用限制。随着人工智能与神经网络的兴起，一些学者对数值预测—校正算法提出了改进措施。冉茂鹏中提出了基于自适应神经模糊系统的预测—校正制导方法，通过大量数据的训练获得倾侧角变化对终端剩余航程变化的影响，使用ANFIS工具自动生成自适应神经模糊控制器，以此代替预测环节的功能。Li提出了一种数据驱动的预测—校正制导逻辑。该算法通过引入神经网络预测器，有效地克服了现有数值预测制导方法长期存在的制导精度与指令生成时间之间的矛盾。
（3）基于在线轨迹规划的再入制导
随着轨迹优化算法性能和机载计算器处理能力的提升，轨迹跟踪制导也逐渐开始具有在线应用的潜力，轨迹设计由离线过程变为在线过程。WANG通过设置航路点进行航路点间的快速轨迹规划，并在航路点间的*部轨迹采用混合制导方式将飞行器引导至下一航路点。Zang提出了一种新型的同时控制攻角和倾侧角的纵向控制策略，采用了高度-距离剖面(H-R)和高度-速度剖面(H-V)联合设计方法，具体过程为：使用三次样条插值获得各时刻的航迹角，获得H-R剖面的规划轨迹，再基于终端速度V进行迭代获得适当的倾侧角，把H-R剖面的轨迹转换到H-V剖面，攻角根据不同的飞行阶段，分别利用准平衡滑翔约束和过载约束求得。
基于凸优化方法的在线轨迹快速生成在再入制导领域也有许多应用。凸优化方法的重点与难点一直在于凸问题的建立。与入轨段不同，再入段面临更加复杂的过程约束，这些约束并非都是凸的，而要在再入段应用凸优化方法，则必须要先将这部分非凸的约束转化为凸的。Liu给出了再入问题的SOCP化方法，把再入飞行器的模型和过程变成凸的，并证明了其全*收敛性。Wang在Liu的基础上给出了一种序列凸优化方法把再入问题转化成为一系列凸的子问题，再依次进行求解。宗群提出了一种基于变信赖域策略的序列凸规划算法，在传统的序列凸规划算法的基础上，利用性能指标函数作为每次迭代后的判定条件，设计了信赖域更新策略，进一步提高了收敛性能。
（4）智能再入制导
在最新的研究中，也有学者提出利用神经网络进行在线轨迹设计与跟踪制导。针对高超声速飞行器再入阶段的弹道实时规划问题，提出了一种分两步进行的方案。Chai先使用模糊多目标转录方法生成H-V剖面的最优轨迹，之后利用生成的最优轨迹训练一个深度神经网络(DNN)，用神经网络实时生成制导指令，并在仿真中将DNN控制器与已有的其他优化技术进行了比较。仿真结果验证了该方法在高超声速飞行器再入制导中的可行性和可靠性。
能量管理段
能量管理(TAEM)段旨在消耗再入段结束之后仍然富余的动能和势能，为安全着陆做准备。TAEM段规划的核心思想是根据入口条件、终端状态和约束条件实现从再入段终点到着陆段起始点之间的平滑过渡，其难点在于过程中横侧向机动幅度较大，对制导提出了较高要求。
能量管理段轨迹设计一般采用基于特定剖面设计的方法。最早是为航天飞机的剖面设计而提出。TAEM段可以进一步划分为四个子阶段：S转弯段、捕获段、航向校准段和着陆前飞行段。
（1）能量管理轨迹设计
美国的Draper实验室提出了一种基于蛇形算法的TAEM段的三维轨迹设计方法，解决纵向剖面和横向轨迹耦合匹配的问。但是这种三维轨迹设计方法仅仅适用于初始能量较小、横侧向机动较大的飞行器。为覆盖再入后能量依旧较高的情形，Gregg提出基于非线性方程定义了“能量潜力”(energypotential)，能够在线快速量化轨迹设计鲁棒性。孙春贞给出了以最陡下滑和最大升阻比下滑为边界的能量走廊，参考轨迹需要在能量走廊以内，否则将会超出动压限制或在现有机动能力下无法到达机场。
图8TAEM段地面轨迹示意图
沈宏良提出一种在线轨迹生成方法，纵向设计动压-高度剖面，给出高动压、中动压、低动压三种备选方案，高动压对应最陡下降，低动压对应最缓下降。需要根据飞行器结构强度和最大升阻比适当选取动压剖面。横侧向划分趋向零轴段和航向调整段，使用轨迹推演技术给出飞行器地面轨迹。张恒浩使用预测校正方法对航向校准圆柱的半径进行迭代调整，最终获得TAEM段轨迹。唐鹏在求解纵向轨迹的过程中把迭代算法改为递推算法，减少了运算量。
图9 TAEM段飞行策略
（2）能量管理制导
能量管理段制导主要通过轨迹跟踪的方式实现。与爬升段和入轨段实现方法一致。但控制变量和用于误差反馈的状态变量选择略有差别，Craig给出了一种计算剖面参数的方法，在高度-航程剖面设计待定参数的二次曲线轨迹，制导中对该轨迹进行跟踪。张恒浩对侧向制导以倾侧角为控制变量，捕获段用航向角偏差反馈设计比例制导律，航向校准段根据校准圆柱几何特性计算参考速度，用参考速度求解所需倾侧角；纵向制导以攻角为控制变量，通过设计好的动压-高度剖面以及侧向制导的倾侧角指令求解攻角和状态变量弹道倾角的标称值。制导环再使用弹道倾角反馈调节攻角。Burchett应用模糊控制策略实现制导，能够适应多种约束的覆盖需求。池政提出了基于滑模控制的制导律设计方法，并进行了标称状态和蒙特卡罗仿真。
自主着陆段
返场着陆是组合动力两级入轨空天飞行器飞行剖面的最后一个阶段，精确、稳定地返场着陆事关飞行安全与地面安全，对于飞行器的可重复使用也具有重大意义。
（1）着陆轨迹设计
无动力着陆轨迹设计以航天飞机着陆轨迹规划逻辑为代表，整个过程可划分为四个小段：陡下滑段、圆弧拉起段、指数过渡段、浅下滑段。
图10返回着陆段飞行剖面示意图
图10中剖面有一系列待设计参数，其物理意义在表1中给出。
表1返回着陆段剖面参数
王凯对各分段需要求解的几何参数进行了详尽的推导与论述。在四分段的基础上，丁灵敏在动压-高度剖面上依据约束条件进行设计，得到对应的弹道倾角-高度剖面，同时考虑了着陆质量、操纵面分配以及起落架收放对轨迹设计的影响。黄得刚提出一种基于Dubins曲线的无动力紧急进场和返场的路径规划方法，考虑到了发动机失效的故障情形。首先用Dubins路径构建所有可行路径，为了缩小可行路径的搜索规模，把相互之间存在映射关系的若干可行路径定义为一个等价群，在等价群中执行最优搜索。
着陆段历时较短，不会带来巨大的在线计算压力，但任务分段较多，难以设计在各分段都能适用的优化方法。Schierman研究了自动着陆轨迹在线生成技术，提出依据飞行状态搜索最优路径。该方法实质上并非在线生成轨迹，它基于轨迹数据库的思想，前期进行大量离线仿真构筑轨迹数据库，依据当前的飞行状态从数据库中搜索当前状态对应的最优轨迹剖面，为了提升搜索效率，每条离线轨迹都对应唯一编码，成功避免了在线过程考虑轨迹设计分段的问题。该方法同时具备修正误差的潜力，只需在离线数据库中加入扰动因素，形成的轨迹就具备抗扰能力。同时，由于该方法的解是从数据库中得到的，因此具有绝对收敛的特性。
张柔和以航向角偏差为横轴设计倾侧角-航向角偏差剖面，这样的设计能够使飞行器在降落时对准跑道，且倾侧角不容易发生大幅度的震荡和反号。纵向设计方面，通过优化方法计算攻角指令，提出离线参数计算，在线低密度插值，低密度、高密度转换的AMPI算法，具有在线应用价值。
（2）自主着陆制导
返场着陆制导主要采用轨迹跟踪的方式实现。由于轨迹设计分为离线、在线两种模式，被跟踪的标称轨迹也存在离线生成的轨迹和在线生成的轨迹。但实现轨迹跟踪采用的方式与其它飞行段是一致的。
彭腾飞在纵向制导中给出基于高度反馈的PID制导律，横侧向制导给出了两种方案：一是基于侧偏和侧偏速度反馈的PD制导律，二是基于侧偏和偏航角反馈的PI控制律，对于侧偏加入比例和积分项，对于偏航角只加入比例项。杨俊唐应用LQR方法，根据动力学模型建立状态加权矩阵和控制加权矩阵，根据小扰动偏差反馈计算控制变量增量。黄得刚对于返场着陆过程中的直线段和圆弧拉平段分别设置了自抗扰导引律，以轨迹跟踪为目标求解需求的加速度指令，再转化为对应的滚转角指令和空速指令。Schierman研究了基于离线数据库在线轨迹搜索技术的自适应制导方法，建立在线可变增益制导回路，通过应用神经网络对当前状态进行在线辨识，调整制导回路的增益。Cheng提出了一种利用深度神经网络(DNN)实现小行星在不规则重力场条件下精确、鲁棒软着陆的实时最优控制方法。开发五个DNN利用近似间接法学习状态与最优动作之间的函数关系，生成基于DNN的着陆控制器，根据飞行状态生成最优控制指令。
多模态组合动力/宽域气动强耦合轨迹规划与制导技术
空天飞行器组合动力加速爬升段具有以下难点问题：一是爬升过程平均加速度小，制导误差将在大气层长时间飞行过程中持续积累；二是飞行约束强，组合动力发动机对飞行攻角、侧滑角大小及其动态过程的严格约束，还表现为跨声速过程中推阻余量小、发动机模态转换飞行状态窗口狭窄等问题；三是耦合特性强，燃油当量比不仅影响发动机性能还对气动性能产生影响，配平舵偏将可能带来较大阻力增量，上述影响表现为控制变量与飞行状态间的交叉耦合。
现有的主要研究工作采用飞行轨迹优化和参数规划理论完成组合动力爬升段飞行轨迹设计，然后利用标称轨迹跟踪方法实现组合动力爬升段制导要求。
在后续的研究工作中，一方面为了更好的满足工程应用要求，需要从组合动力空天飞行器爬升段飞行力学特性出发，针对大攻角起飞、跨声速推阻模态、模态转换陷阱、宽域气动/推进耦合等动力学特点，完成飞行策略研究及其对应的飞行剖面规划；另一方面，为了进一步提升制导性能，应当逐步将稀薄大气条件下的自适应制导技术拓展，重点解决气动与推进等非线性特性的引入给自适应制导求解效率带来的影响。
考虑发动机故障条件下的
入轨段自主制导技术
空天飞行器火箭动力入轨段可应用目前成熟的迭代制导技术实现正常情况下的高精度入轨任务，同时由于入轨段已经脱离最大飞行动压阶段，将基于凸优化的在线轨迹优化理论方法应用于火箭动力学入轨段也具有潜在工程可实现性，将进一步提升制导精度与性能。
此外，从航天发射历史上飞行失败的案例中可以看出，推进系统故障最为频繁，且绝大部分有可能用先进制导控制技术来补救挽回。因此，考虑两级入轨空天飞行器二子级入轨过程中的发动机故障情况，如何基于当前速度、位置信息和故障诊断出的发动机推力下降程度，快速估算出达到原定轨道或降级轨道所需要的推进剂量与速度增量需求是非常重要的。待获得表征剩余飞行能力的特征参数后，决策出可行的目标轨道。在此基础上，研究实时轨迹重构或实时优化算法，实现推力下降条件下进入新目标轨道的高精度入轨问题，有效提升空天飞行器入轨段的飞行任务可靠性。
跨大气层智能再入制导技术
空天飞行器二子级再入返回过程中，不仅需要考虑力热载荷要求带来的动压、过载和热流等约束，还应充分考虑返场需求带来的终端速度、高度、航程及控制能力约束，同时再入段历经真空、临近空间及稠密大气层，复杂气动环境带来较大不确定性，多约束升力式高精度再入制导问题面临挑战。
自适应预测校正制导技术可有效解决具有初始散布误差和气动不确定性条件下的高精度再入制导问题，这一点在我国新一代载人飞船试验船再入返回试验中已经得到了验证。然而，预测校正制导中一个较为重要的环节是在每个制导周期预测再入终端飞行状态，其计算效率是制约其进一步提升自适应再入制导技术的瓶颈问题。
通过引入深度学习模型大幅提升剩余航程及落点位置预测计算效率，甚至解决再入过程中升力式飞行器气动参数快速辨识问题，将是进一步提升再入制导性能的潜在技术途径。同时智能机器学习技术的引入可为再入制导过程中的任务变更、飞行器故障及在线禁飞区规避等问题提供可能的解决方案，提升空天飞行器再入大气层过程中的自主决策能力、轨迹制导品质与任务可靠性。
一子级有动力返场
能量管理制导技术
空天飞行器二子级末端能量管理制导技术研究工作目前已经取得了丰富的研究成果，可有效兼顾无动力滑翔过程中的能量耗散需求与末段轨迹精度要求。
然而，对于两级入轨空天飞行器一二级分离后，一子级的有动力返场问题研究工作目前较少，且其返场过程中的能量管理制导问题与二子级返场问题差别较大。
一方面，一子级采用吸气式组合动力发动机，对于返回原场过程中需要开启发动机补能，补能时机对应的飞行高度、速度以及发动机模态选择与返场剖面的联合优化问题，对于降低一子级有动力返场的能量消耗至关重要；另一方面，一二级分离后，一子级飞行器飞行速度方向与返回原场需求速度方向相反，为了提升返场效能，一子级飞行器需要同时满足下滑与转弯任务需求，高精度三维轨迹制导问题面临很大挑战。
二子级着陆制导控制一体化设计技术
与常规航空飞行器相比，二子级飞行器在返场着陆过程中升阻比较低，为了保持缓慢下滑状态较大的需求飞行攻角，需要配平舵偏大幅偏转。对于采用正常式操纵布*方案，较大的控制舵偏将显著影响飞行器升阻性能，呈现突出的非最小相位特性。
同时，二子级飞行器采用无动力自主着陆方案，一旦着陆失败无法复飞，对着陆飞行任务品质与可靠性要求高，如何在显著的非最小相位条件下实现高精度自主着陆需要开展深入研究。
由于二子级着陆过程中的非最小相位特性，舵面的偏转将显著影响气动升阻特性，进而通过轨迹动力学改变飞行速度/高度，速度/高度制导需求将产生附加攻角指令，通过姿态控制回路产生新的舵面偏转，表现为飞行轨迹动力学与姿态动力学强耦合。因此，需要结合二子级飞行器动力学特点，开展轨迹/姿态协调控制策略研究，保证着陆过程中的飞行任务品质。
故障诊断与容错控制技术
国内外对容错控制在航空航天方面的应用开展了大量的研究，但大多集中在民航客机和航天器方面。对于无人飞行器方面的研究主要集中于低速飞行器，针对空天飞行器的容错控制研究较少。空天飞行器具有飞行速度快、飞行包线大、气动特性变化剧烈及飞行环境复杂多变、不确定性大等特点。为了验证多种任务模式下的新技术、应对多种可能出现的故障、顺利完成既定任务，空天飞行器需具备在线快速故障诊断的能力。且研究模型需要从简化的线性化模型扩展至更能反映实际特性的非线性模型。
目前对故障诊断的研究缺乏对飞行器不同故障传播机制的系统研究，限制了其在实际复杂情况下对故障进行判断的准确性和快速性。另外，目前的容错控制较少面向飞行器的任务能力，限制了其在实战中的应用。
此外，在线故障诊断方法适应能力差、智能化程度低，多数研究机构采用的容错控制手段为被动容错控制，故障的辨识、控制的重构较为单一，难以满足未来快速、准确识别故障的需要。
从应用角度分析，故障诊断与容错控制方案目前大多还处于理论研究与仿真验证阶段，如何将所研究方法进行实际的工程验证，对故障的注入类型和幅值进行实际系统测试，从而研制面向应用的空天飞行器半物理仿真实验平台，这是具有较大价值的研究方向。
飞行包线大幅扩展、飞行任务模式多、自主可靠性要求高等特点对组合动力空天飞行器制导技术提出了更高的需求。虽然在组合动力爬升段、火箭动力入轨段、再入返回段、能量管理段与自主着陆段等相关飞行阶段制导技术已经取得了较大进展，但面向更大空域、更宽速域的空天往返飞行，制导技术仍然面临较大挑战。有必要结合空天飞行器自身动力学特点与飞行任务需求，借助高效计算方法与机器学习等手段，进一步提升制导性能，为打开通向空天飞行之门提供技术储备。
引用格式：佘文学，刘凯，乔鸿.组合动力空天飞行器制导技术发展分析[J].战术导弹技术，2020，(5):52-65.
来源|《战术导弹技术》2020年第5期
编辑|隋毅
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航天飞行器是用什么作为动力的,比如飞到火星要飞半年多要带什么动力？
不是其中一部分动力要来自于航天器本身比如离子发动机还有的是火星的引力
空天飞来自机和猎户座
【英】SpaceAreoplane【美】SpaceAirplane空天飞机是既能航空又能航天的新型飞行器。它像普通飞机一样起飞，以高超音速在大气层内飞行，在30～100公里高空的飞行速度为12～25倍音速，并直接加速进入地球轨道，成为航天飞行器，返回大气层后，像飞机一样在机场着陆。在此之前，航空和航天是两个不同的技术领域，由飞机和航天飞行器分别在大气层内、外活动，航空运输系统是重复使用的，航天运载系统一般是不能重复使用的。而空天飞机能够达到完全重复使用和大幅度降低航天运输费用的目的。[编辑本段]【历史探索】60年代初，就有人对空天飞机作过一些探索性试验，当时它被称为“跨大气层飞行器”。由于当时的技术、经济条件相差太远，且应用需求不明确，因而中途夭折；80年代中期，在美国的“阿尔法”号永久性空间站计划的刺激下，一些国家对发展载人航天事业的热情普遍高涨，积极参加“阿尔法”号空间站的建造。据估计，空间站建成后，为了开发和利用太空资源。向空间站运送人员、物资和器材等任务每年将达到数千次之多。这些任务如果用一次性运载火箭、载人飞船或航天飞机来完成，那么一年的运输费用将达到上百亿美元。为了寻求一种经济的天地往返运或系统，美、英、德、法、日等国纷纷推出了可重复使用的天地往返运输系统方案。1986年，美国提出研制代号为X-30的完全重复使用的单级水平起阵的“国家航空航天飞机”，其特点是采用组合式超音速燃烧冲压喷气发动机。英国提出了一种名叫“霍托尔”（或译“霍托克”，意为“水平起落航空航天飞机”）的单级水平起降空天飞机，其特点是采用一种全新的空气液化循环发动机。90年代，他们又提出了一个技术风险小，开发费用低的新方案。德国则提出两级水平起降空天飞机“桑格尔”，第一级实际上相当于一架超音速运输机，第二级是以火箭发动机为动力的有翼飞行器。两级都能分别水平着陆。法国和日本也提出过自己的空天飞机设想。80年代末，这股空天飞机热达到高潮。也激起了中国航空航天专家的很大兴趣。[编辑本段]【关键技术】发展空天飞机的主要目的是想降低空天之间的运输费用。其途径归纳起来主要有三条：一是充分利用大气层中的氧，以减少飞行器携带的氧化剂，从面减轻起飞重量；二是整个飞行器全部重复使用，除消耗推进剂外不抛弃任何部件；三是水平起飞，水平降落，简化起飞（发射）和降落（返回）所需的场地设施和操作程序，减少维修费用。但是，经过几年的研究分析，科学家们发规，过去的估计过于乐观。实际上。上述三条途径知易而行难。需要解决的关键技术难度决非短时间内能突破，这些关键技术有：1、新构思的吸气式发动机因为，空天飞机的飞行范围为从大气层内到大气层外，速度从0到M=25，如此大的跨度和工作环境变化是目前现有的所有单一类型的发动机都不可能胜任的，从而也就使为空天飞机研制全新的发动机成为整个项目的关键。众所周知，喷气式发动机需要在大气层中吸入空气，无需携带氧化剂，但无法在大气层外工作，且实用速度较小；而火箭发动机自带氧化剂，可以工作在大气层内外，使用速度范围较广，但携带的氧化剂较笨重，比冲小。目前设想的空天飞机的动力一般为采用超音速燃烧冲压发动机+火箭发动机或涡轮喷气+冲压喷气+火箭发动机的组合动力方式。但超燃冲压发动机的研制上存在相当多的技术问题，而多种发动机的组合方式又使结构变得过于复杂和不可靠。2、计算空气动力学分析航天飞机返回再入大气层的空气动力学问题，曾经耗费了科学家们多年的心血，作了约10万小时的风洞试验。空天飞机的空气动力学问题比航天飞机复杂得多。因为飞机速度变化大，马赫数从0变化到25；飞行高度变化大，从地面到几百公里高的外层空间；返回再入大气层时下行时间长，航天飞机只有十几分钟，空天飞机则为l～2小时。解决空气动力学问题的基本手段是风洞。目前，就连美国也不具备马赫数可以跨越这样大范围的试验风洞。即使有了风洞还需要作上百万小时的试验，那意味着就是昼夜不停地试验，也需要花费100多年的时间。于是，只能求助于计算机，用计算方法来解决，而对那维尔斯托克斯方程的求解目前尚存在，许多理论上和计算速度上的问题。3、发动机和机身一体化设计当空天飞机以6倍于音速以上的速度在大气层中飞行时，空气阻力将急剧上升，所以其外形必须高度流线化。亚音速飞机常采用的翼吊式发动机已不能使用．需要将发动机与机身合并，以构成高度流线化的整体外形。即让前机身容纳发动机吸人空气的进气道，让后机身容纳发动机排气的喷管。这就叫做“发动机与机身一体化”。在一体化设计中，最复杂的是要使进气道与排气喷管的几何形状，能随飞行速度的变化而变化，以便调节进气量，使发动机在低速时能产生额定推力，而在高速时又可降低耗油量，还要保证进气道有足够的刚度和耐高温性能，以使它在返回再入大气层的过程中，能经受住高速气流和气动力热的作用，这样才不致发生明显变形，才可多次重复使用。4、防热结构与材料空天飞机需要多次出人大气层，每次都会由于与空气的剧烈摩擦而产生大量气动加热，特别是以高超音速返回再入大气层时，气动加热会使其表面达到极高的温度。机头处温度约为1800℃，机翼和尾翼前缘温度约为1460℃，机身下表面约为980℃，上表面约为760℃。因此，必须有一个重量轻、性能好、能重复使用的防热系统。空天飞机在起飞上升阶段要经受发动机的冲击力、振动、空气动力等的作用，在返回再入阶段要经受颤振、科振、起落架摆振等的作用。在这种情况下，防热系统既要保持良好的气动外形，又要能长期重复使用，维护方便，所以其技术难度是相当大的。目前的航天飞机，由于受气动加热的时间短，表面覆盖氧化硅防热瓦即可达到满意的防热效果，但对空天飞机则远远不够。如果单靠增加防热层厚度来解决问题，则将使重量大大增加，而且防热层还不能被烧坏，否则会影响重复使用。一个较简单的解决办法是在机头、机翼前缘等*部高温区，使用传热效率特别高的吸热管来吸热，以便把热量转移到温度较低的部位。更好的办法是采用主动式冷却防热系统，也就是把机体结构与防热系统一体化，即把机体结构设计成夹层式或管道式，让推进剂在夹层内或管道内流动，使它吸走空气对结构外表面摩擦所生成的热量。为了满足空天飞机的防热要求，目前正在研究用快速固化粉末冶金工艺制造纯度很高、质量很轻的耐高温合金。美国已研制出高速固化钛硼合金，它在高温下的强度可达到目前使用的钛合金在室温下的强度，这种合金适宜用来制造机身内层结构骨架。机头与机翼等温度最高的部位，要求采用碳复合材料，这种复合材料表面有碳化硅涂层，重量轻，耐高温性能好。此外，还需要研究金属基复合材料，例如碳化硅纤维增强的钛复合材料等。这种材料应该兼有碳化硅的耐高温性能，又具有钛合金的高强度特性。空天飞机技术难度大，所需投资多，研制周期长，所以将来进入全尺寸样机研制，势必也会象空间站那样采取国际合作的方式。[编辑本段]【航天飞机与空天飞机】航天飞机，其原意为太空往返航班。美国人在完成阿波罗登月计划后，紧接着实施空间站计划，1973年5月发射了“天空实验室”实验性空间站，并为此研制了航天飞机，作为可重复使用的天地往返运输系统，逐步取代了一次性使用的运载火箭。在当时的技术条件下，要使整个航天飞机系统都能重复使用，有很大困难。因此，美国将其分为三部分：轨道飞行器可重复使用100次，固体火箭助推器可重复使用20次，外挂燃料箱为一次性使用。但是，直到198l年4月，航天飞机才试飞成功，而且以后的飞行表明，并没有达到降低运输费用的目的。主要是解决防热、安全等技术问题，并降低发射、维护费用。除美国外，世界上计划进行航天飞机研制的还有：苏联(俄罗斯)的“暴风雪”号航天飞机，其轨道飞行器可重复使用，它由一次性使用的“能源”号火箭发射，返回时像飞机一样水平着陆；1988年10月，无人驾驶轨道试飞成功后，计划被取消。欧洲航天*的“赫尔墨斯”航天飞机计划，也放慢了步伐。日本计划的“希望”号无人驾驶航天飞机，也只进行了缩比模型试验。实现空天飞机的技术难度比航天飞机更大，主要是三种动力装置的组合和切换，高强度、耐高温的材料(高速飞行时，其头锥温度可达2760℃，机翼前缘达1930℃，机身下也可达1260℃)和具有人工智能的控制系统等。这些都需要进行大量的研究和技术攻关。航天飞机普通化与普通飞机航天化技术难度和资金短缺，使各国的空天飞机计划难有进展。如英国的“霍托”号空天飞机，最终也与德国的“桑格尔”空天飞机一样，先由大型飞机驮至高空，然后从飞机上起飞进入太空。美国也决定重新确定国家空天飞机(NASP)计划进程，暂不研制X－30验证机，而先研究解决技术问题。最近一段时间，关于空天飞机试验的消息又不时传来。分为两种情况，一种是纯粹空天飞机试验，如美国国家航空航天*，计划对新研制的极超音速X-43A无人机进行最后一次试飞，以验证其技术性能和指标。这一次试飞的目标，是为检测这种飞机能否在10倍音速的条件下飞行。另一种是以最先进的普通战斗机进行执行某些航天任务的试验，以使这类普通战斗机带有某种空天飞机的特征。例如，继美国利用L－1011型运载飞机和B－52飞行实验室承载“飞马座”运输航天系统，将重量为347公斤的STEP－1型卫星送上地球轨道。俄罗斯也计划利用米格－31重型歼击机发射小型卫星，即把米格－31作为向低轨道发射卫星的第一级“可返回式火箭”。米格－31现在可以将8~10吨的火箭携带到20多公里的高度，保证其发射初速达到3000公里/小时。上述情况反映出一种趋势，不仅存在着航天飞机向普通飞机转换的工业路线，而且也存在着普通飞机向航天飞机转换的工业路线，使高性能军用飞机向着兼具航天功能的方向发展。这种趋势预示着未来高性能战斗机将具有航天功能，这将是第六代战斗机所要实现的革命性跨越。可多次使用的航天发射载具——空天飞机将是建立外层空间基地的主力军。[编辑本段]【空天飞机发展的基本动因】航天飞机普通化与普通飞机航天化的空天飞机研制，其实是航空航天技术、卫星技术发展和航空航天军事竞争的结果，同时也有航天市场需求的牵引作用。航空航天技术的发展推动空天技术融合。过去，当航天工业中使用的钛合金应用到飞机上时，飞机的强度(包括抗摩擦、抗高温、抗过载负荷等)大增，从而使飞机飞行高度、速度、灵活性和飞行距离都大为提高。当前，随着航天火箭发动机安全可靠性的增强，以及航天生命维持系统、航天新材料等的日益成熟完善，使飞机可以利用航空航天二元动力方式、航天密闭舱和生命维持系统来制造。美国的极超音速X－43A无人机可以视为一种火箭，而俄罗斯拥有的高度灵活变轨战略导弹，也可以视为一种无人机。卫星小型化，为高性能飞机作为卫星发射平台、起到第一级“可返回式火箭”的作用奠定了基础。现在，轻型卫星已越来越成为主流，因为电子技术的快速发展，使计算机体积和重量大为减少。据统计，21世纪初，100~300公斤级卫星的发射数量减少了35%；相比之下，计划发射的1~100公斤级卫星的数量增加了68%；到2010~2015年，重量为1~100公斤的卫星最终将成为主流。同时，由于新技术的快速发展，在轨卫星的使用寿命增加，所需发射的运载火箭数量减少，现有的固定式发射系统从商业角度讲是极不合算的。换言之，以空天飞机为手段的近地太空航空航天系统，其未来商业潜力十分巨大，可能在10~15年后排挤纯航空系统的地位。[编辑本段]【空天飞机的意义】商业价值随着航天活动规模的扩大，估计在21世纪，仅美国送入轨道的总重量达9万吨，因此，每年的运输量将猛增到数万吨。但是，目前最先进的航天运输工具——美国现在的航天飞机，运送每公斤有效载荷进入地球轨道的费用达11607美元（1986年美元值）。因此，大幅度降低航天运输费用，已成为开展大规模航天活动的关键问题之一。据目前估计，空天飞机的运输费用至少可降到目前航天飞机的1／10，甚至可降到1％。此外，用空天飞机发射、维修和回收卫星，不需要规模庞大、设备复杂的航天发射场和长达一两个月的发射前准备，也不受发射窗口的限制。它完成一次飞行任务后，经一周的维护就能再次起飞，能适应频繁发射的需要，它的投入使用，将使人类可以方便地进入空间，“登天”就不再成为难事了。提高飞机的飞行速度一直是航空界努力的目标。从50年代起美国就开始探索和研究高超音速飞行，30多年来，时起时落，一直没有取得重大突破。空天飞机的研制将带来航空技术的新飞跃，将使航空技术从超音速飞行跃入高超音速飞行的时代，无疑，将会进一步推动航空工业的发展。空天飞机作为一种高超音速运输机，具有推进效率高、耗油低、载客（货）量大、飞行时间短等优点，是实现全球范围空运的一种经济而有效的工具。军事价值空天飞机还具有重要的军事价值，可作为战略轰炸机、战略侦察机和远程截击机使用，这对进一步发挥战略空军的作用具有重要意义。空天飞机最高时速3万公里，可在海拔200公里的绕地轨道飞行。美国正开发新型的航空航天飞机，在有人驾驶时，能在常规机场水平起飞和着陆；还可在大气层内飞行，此时飞行马赫数为5，从美国的纽约飞往东京只需2小时；也可作地球大气层外的轨道飞行，此时的飞行速度为25倍音速，仅需90分钟就能绕地球一周。除作常规的民航机外，它还可代替现有的航天飞机作轨道飞行。据估计，使用高超音速航空航天飞机可使民航机的速度增加6倍，而航天飞行器的发射费用减少90%。1986年2月，美国总统在国情咨文讲话中，把航空航天飞机称作新的“东方快车”，要求它在本世纪末投入使用。这种航空航天飞机是航空航天技术一体化的体现，能在常规飞机跑道上起飞和着陆，自由方便地往返大气层的一种新型飞行器。其起飞重量不到第一代航天飞机总重的1/5（约500吨），而运载能力则提高两倍多（达60吨以上），这样就可大幅度降低航天运输费用。在军事上，这种空天飞机既可作为全球高超音速运输、洲际轰炸和战略侦察，又可作为航天运载工具或太空兵器，有可能成为一般轰炸机、战斗机和导弹所“不可比拟”的攻击和防御力量。美国拟议中的空天飞机方案主要有两种：一种是拟用作跨太平洋飞行的高超音速运输机，称“东方快车”，能以5～6倍音速在3万米的高度作巡航飞行，只需两小时可从美国杜勒斯机场飞至日本东京；另一种为“跨大气层飞行器”，可作轨道飞行（飞入地球低轨道的速度为25倍音速），也可在次轨道作气动力机动，然后在回升到轨道上以轨道速度航行。美国从1982年开始实施空天飞机这一长远发展计划，总费用预计为数十亿至200亿美元，由美国国防部和国家航空航天*联合进行技术研究。为了解决在大气层中持续高超音速飞行的问题，1985年以前在氢燃料的空气涡轮冲压发动机和超音速燃烧冲压发动机技术研究方面，已有所突破。从1986年至1988年，集中进行这类发动机的方案论证工作，并加速发展机体设计、动力装置等关键技术，在1988年后着手研制一架试验样机，于l992年至1995年期间进行飞行试验。它既是一种反应快、费用较低的跨大气层飞行的运输机，也是一种装备有计算机和先进探测设备的侦察飞行器，还可能是一种廉价、灵活并可重复使用的太空发射平台。在未来太空战中，既可以当作航空兵参加战斗，也可以参加天军行列，出现在太空战场上，与大空“人”厮杀。它是比航天飞机更为灵活、战斗力更强的一种大空武器。当然，在国际军力对比极不平衡的情况下，无论是从效用性、时效性和应用范围来看，还是从制造和使用的成本角度来说，纯粹空天飞机的未来角色，主要还在于战略威慑和执行特殊任务，不可能像普通军用飞机一样批量生产和成建制列装。而具备空天飞机特征的第六代战斗机，则更具有实际意义。因此，就目前而言，不少国家都把注意力放在发展高性能飞机执行航天任务上。不过，如果科技进一步发达，使用核聚变发动机，一切问题就迎刃而解。
