摘要：在外太空中，人造卫星或航天器如何产生飞行动力？ 惯性 【推荐阅读】组合动力空天飞行器制导技术发展分析 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，
在外太空中，人造卫星或航天器如何产生飞行动力？
惯性
【推荐阅读】组合动力空天飞行器制导技术发展分析
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***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***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***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***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***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***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***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
***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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《战术导弹技术》
《战术导弹技术》由***航天科工集团有限公司主管，***航天科工飞航技术研究院主办，北京海鹰科技情报研究所承办，是为导弹的研究、设计、制造、试验、使用等服务的学术期刊。刊物创刊于1980年，为双月刊，是“中文核心期刊”“***科技核心期刊”，在国内外公开发行。刊物主要刊登导弹和导弹武器系统总体技术、任务规划技术、推进技术、制导、导航与控制技术等方面的学术论文。
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太空飞行靠什么动力？
太空飞行主要依靠火箭动力。火箭是一种推进器，通过将高速喷射的排气物产生的反作用力来推动自身和宇宙飞船前进。火箭动力的基本原理是利用化学反应将燃料和氧化剂混合燃烧，释放出大量的热能和气体，在喷射口高速喷出，产生的反作用力将火箭推向相反的方向。
同时，太空飞行还借助行星引力助推，通过巧妙的轨道设计和引力助推技术来节约燃料和提高速度。
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
航天器在太空中如何获得动力
从太空旅行成为现实的那一天起，人类通往宇宙一直依靠一种设备，那就是火箭推进器.火箭需消耗燃料以及助燃的氧，无论携带多少终将耗尽，因而人类能够在宇宙中遨游的范围极为有限.当然，最理想的办法就是能够在太空中不断取得补充的能源.下面结合几道习题，介绍几种航天器获得动力的方法.1弹弓效应空间探测器从行星（剩余2449字）阅读整篇文章电容器在交直流电路中的问题分析本期内容介绍毕达哥拉斯和亚里士多德的科学贡献
空天飞机？***宣布研制组合动力飞行器比可回收火箭牛多了
***“组合动力飞行器”开始研制
8月1日，央视在新闻联播中披露，***航天科技集团公司正在研制组合动力飞行器项目，未来普通人上太空的成本和门槛将有望大大降低。
据介绍，组合动力飞行器是一种集成涡轮发动机、冲压发动机、火箭发动机等多种动力的飞行器。
***航天科技集团公司一院研发中心副总研究师张永介绍，组合动力和传统的火箭动力相比较而言，它是一种新型动力，从广义上来讲，就是把不同的动力形式组合到一起就叫组合动力。
张永表示，计划利用3-5年的时间掌握相应的关键技术，在2030年左右实现应用目的，达到亚轨道应用和入轨应用这种模式。
***航天科技集团公司一院研发中心副总研究师张永。
研究人员表示，未来的组合动力飞行器可以回收利用，实现可重复的天地往返航天运输。组合动力飞行器可以像飞机一样在普通机场起降，既能让航天发射不再需要精挑细选发射场的条件，又能为飞行器的可重复使用和未来实现航班化奠定基础，让进入太空的成本大大降低。
在央视的解说词中，明确说“相比航天飞机和部分回收的运载火箭，组合动力飞行器有更好的维护性和实用性”。
这无疑令人联想到屡次爆红的SpaceX公司及其开发的可回收火箭。该公司虽然被视为私企参与航天研究的“典范”，但其大量技术与合同，都由***航空航天*（NASA）让渡、提供。
上述解说词，至少是在技术路线上，对SpaceX的公开叫板。
观察者网注意到，早在7月13日，***运载火箭技术研究院就已经披露了研制组合动力飞行器的信息。当时的报道全文如下：
7月6日，***运载火箭技术研究院（以下简称“火箭院”）研发中心与西北工业大学航天学院、航天推进技术研究院11所签署了关于合作开展“组合动力飞行器技术”研究的协议，开始在“组合动力飞行器”这一尖端领域协同攻关。
火箭院组合动力飞行器技术研究中心设计师杨旸介绍：“‘组合动力飞行器’是集成涡轮发动机、冲压发动机、火箭发动机等多种动力的飞行器。如果使用‘组合动力飞行器’开展载人航天活动，普通人即使没接受过航天员的专业训练也能上太空。”
普通人上太空，这是许多人梦寐以求的事。不过，在我们的印象里，航天员执行飞天任务前，必须进行多年的严苛训练……为什么乘坐“组合动力飞行器”，就不用训练了呢？
“目前，各国开展载人航天活动，使用的都是单一的火箭动力。火箭‘力气’大，加速快，技术相对成熟。但也正是因为加速太快，航天员的身体要承受超过体重数倍的过载。因此，航天员大多选自身体素质极高的歼击机飞行员。不但如此，他们还要再进行复杂而漫长的训练，才能胜任航天飞行任务。”
杨旸说：“而‘组合动力飞行器’由于集成了多种发动机，可以在起飞时使用飞机常用的涡轮发动机或小推力的火箭发动机，当飞行器达到一定速度后再使用需要初始速度的冲压发动机，最后在大气稀薄的地方点燃火箭发动机，实现入轨。这样就变火箭发动机‘单手搏击’为多种动力‘组团太极’，从而实现缓慢加速，使过载降低到普通人也能承受的范围。”
杨旸介绍：“‘组合动力飞行器’在大气层内使用涡轮发动机、冲压发动机，这样就可以使用大气层中的氧气进行燃烧。而各国现役载人火箭在大气层中还要携带沉重的氧化剂，两者相比，效率高下立判。同时，‘组合动力飞行器’可以像飞机一样，在普通机场水平起降，既能使航天发射不再‘挑剔’发射场的条件，又为飞行器的可重复使用奠定了基础，使航天活动的成本大大降低。更重要的是，‘小火慢炖’的‘组合动力飞行器’告别了传统载人火箭‘开弓没有回头箭’的悲壮，即便加速中出现问题也能稳稳地飞回来，使载人航天活动的安全性得到质的提升。”
杨旸说：“能载人航天，肯定也能发射卫星。不过，由于‘组合动力飞行器’的集成度高，技术难度极大，所以实现实用飞行尚需时日。此前，美、欧等国已开展了大量的研究、试验工作，我国以火箭院为代表的科研机构、高校也正在这一领域发力。或许在不久的将来，我们这些未受过严苛训练的普通人也能乘坐***的‘组合动力航班’飞向太空。”
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什么是新型“空天飞机”？
人类的航天时代才开始30多年，就出现了宇宙飞船、航天飞机等先进的交通运输工具，使人类登临了月球。但是，科学技术的进步是无止境的，人类在憧憬着：有朝一日，能不能像乘飞机航班那样进行太空旅游呢？完全有可能，但这要借助于新一代的更先进的交通工具——空天飞机。空天飞机是在航天飞机基础上发展起来的。顾名思义，它是一种航空航天飞机。即能像普通飞机那样水平起飞，水平降落，又能像航天飞机那样方便地进入太空轨道。科学家们已经为未来的空天飞机勾画了它的几大特点：一是研制和使用费用低。空天飞机是单级结构，地面操纵简单，维护时间短。二是可以重复使用。预计空天飞机的使用次数可达几千次，比航天飞机百次左右的使用寿命要高得多，故其发射费用低。三是无人驾驶，完全由计算机控制。空天飞机可以自主地进行制导、导航和控制，可以相应减少地面控制中心的规模。四是发射回收程序简单，空天飞机可以像普通飞机那样起飞、着陆、加注燃料和检修，因此可以使现在航天发射场的规模大为减小。五是空天飞机能在升空的任何时间立即降落，它可以进行无动力飞行，例如当燃料系统和控制系统发生故障的情况下利用空气动力特性来进行控制，返回地面。六是空天飞机两次飞行之间的检修像普通飞机那样简单，因而检修时间很短。***已经提出了代号为X-30的***空天飞机的方案：准备制造两架试验机，进行模拟高超音速飞机的飞行，速度将为音速的5～10倍；要在像爱德华空军基地那样的普通飞机场使用，进行地面服务和加油，起飞与降落，并验证X-30空天飞机以很陡的角度起飞能否防止超音速产生的音爆对地面的危害。音爆是什么？如果你参观过超音速军用飞机的飞行，就有可能遇到音爆。音爆是飞机在超音速飞行时所产生的强压力波，传到地面上形成如同雷鸣般的***声。一声巨响，或许房屋的玻璃都会被震碎。影响音爆的因素很多，但也是有规律可寻的，空天飞机要完成起飞、降落，必须设法防止音爆的产生、否则对环境的危害会影响它的使用。X-30空天飞机将采用超音速燃烧冲压发动机，它的动力相当于核动力火箭，燃料是液氢，飞机机体要用先进的钛合金制造。因为X-30在飞行时任何一点的温度都会超过649.9℃。X-30空天飞机如果进行改型作为民航客机使用的话，它的高超音速性能将会使国际航线的飞行时间大为缩短。例如，目前从东京飞到纽约需要14个小时，而使用X-30的改型飞机则缩短为2个小时。***的“霍托”空天飞机方案也是采用水平起飞和水平着陆的，它也是使用液氢燃料的发动机。它主要是将卫星送入轨道，也能执行建造和维护空间站的任务。“霍托”空天飞机的外形与英法合作研制的“协和”号超音速客机很相像。尖尖的机身，三角形的机翼置于机身后部。与飞机不同的是，它没有水平尾翼和垂直尾翼，靠前翼来进行航向操纵及维持安定性。4台发动机并列装于飞机的尾部。“霍托”的起飞方式与一般飞机有别，虽然也是水平起飞，但却是靠地面发射车背着它助跑的方式，着陆则与普通飞机的方式相同。研制“霍托”旨在大幅度地降低发射成本，预计比常规的火箭发射和航天飞机发射费用降低80%。***反应发动机公司新提出了设计新款的“斯凯朗”空天飞机方案：这种空天飞机呈细长形，最大直径6.25米，长82米，翼展27米，总重275吨，与现在最新型的波音777飞机的重量差不多。“斯凯朗”空天飞机使用的发动机是“协同式空气喷气-火箭发动机”，它以空气喷气发动机和火箭发动机两种形式工作，基本上共用一套硬件。其工作程序是：当用火箭辅助发射装置完成起动后，立即转换使用“协同式空气喷气—火箭发动机”，首先以空气喷气发动机方式工作。当空天飞机上升至26千米高度，飞行速度达到5倍音速时则转换为火箭发动机方式工作。在约80千米高度进入转移轨道。“桑格尔”空天飞机是德国提出的研究方案。它是用于航空的飞机与航天的轨道飞行器分开又结合在一起的方案。在地面起飞时，载机背负着轨道飞行器水平起飞，使用涡轮冲压发动机燃后轨道飞行器与载机分离，轨道飞行器依靠自身的火箭发动机升入太空，载机即返回地面以备再用。而轨道飞机器完成太空飞行返回大气层后，能像航天飞机那样水平着陆。实际上，“桑格尔”空天飞机就是载机加航天飞机而组成，载机的作用就是背着航天飞机水平起飞而已。预计到21世纪下半叶，空天飞机的使用会像今天的民航客机那样简便，每天可能有数百架的空天飞机从赤道附近的几个发射场起飞，来往于天地，把旅客送上天空，把开发的空间产品和资源运回地球。航天发射地也许会像今天的大型国际机场那样繁忙。
空天飞机具有什么价值？
商业价值随着航天活动规模的扩大,估计在21世纪,仅***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——***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***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?***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***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,***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?***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***杜勒斯机场飞至***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?***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***国防部和***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“敌人”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***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?
请问:飞行器在太空中飞行时的动力是什么？
在太空中，飞行器并不依赖于空气动力学或燃料引擎进行推进，因为太空中没有空气和大气压力。太空飞行器的动力主要来自于推进剂的喷射，以牛顿第三定律为基础。
1. 推进剂：太空飞行器使用推进剂，如化学燃料或离子推进剂，来产生喷射。这些推进剂被释放，并通过燃烧、加速或电离等方式产生大量气体或离子。这些气体或离子被喷射出来，产生反作用力，推动飞行器向前移动。
2. 牛顿第三定律：根据牛顿第三定律，每个动作都有一个相等大小但方向相反的反作用力。当推进剂被喷射出来时，产生的动作力会推动飞行器向前移动，同时飞行器所受的反作用力会推回推进剂。这种反作用力使得飞行器能够凭借喷射的推进剂在太空中前进。
3. 连续喷射：为了保持飞行器的速度和轨道，需要连续地喷射推进剂。通过控制推进剂的喷射方向和速度，可以控制飞行器的姿态、速度和方向。
需要注意的是，太空飞行器在太空中飞行时并不受到空气阻力的影响，因此可以维持相对较高的速度。此外，离子推进器等高效推进系统也用于长期太空任务，因为它们能够提供持续的推力，但推力相对较小。
总结起来，太空飞行器在太空中的动力是通过推进剂的喷射产生的反作用力推动前进，以牛顿第三定律为基础。推进剂的连续喷射使得飞行器能够在太空中保持速度和轨道。
空天飞机的由来
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。***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。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。60年代初，***空军将领就对空天飞机的性能做出一些要求，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***的“阿尔法”号永久性空间站计划的刺激下，一些***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，***提出研制代号为X-30的完全重复使用的单级水平起阵的“***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。***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***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***航空航天专家的很大兴趣。***空军的X-37B空天飞机原型机“轨道试验飞行器1号”已于2010年4月上演处女航。***东部时间22日19时52分（北京时间23日7时52分），人类首架空天飞机X－37B搭乘“阿特拉斯－5”型运载火箭发射升空。按计划，X－37B最多可在太空持续飞行270天。2011年3月5日，在***-226任务中，第二架“X－37B”轨道试验飞行器（OTV）在佛罗里达州卡纳维拉尔角的***航天*发射场发射到低地球轨道，试验飞行器在空间运行469天，于2012年6月16日在范登堡基地着陆。着陆之前一个月，***空军空间司令部指挥官威廉-谢尔顿将军就宣布这次试验“取得了圆满成功”。“X－37B”的首次轨道飞行任务从2010年4月22日开始，到2010年11月3日在范登堡安全着陆，在空间飞行了225天。第三次飞行试验预计在2012年进行。在这些试验之前，只有前苏联的“暴风雪（Buran）”号可以实现重复运载，并按预计轨道自动着陆，并于1988年11月15日完成了双轨道飞行。波音公司正在计划打造形体更大的“X－37C”型轨道试验飞行器。研发门槛高首先，空天飞机是航空航天相结合的项目，需要研制国在航空和航天领域同时具备很高的技术水平，其次它是一个耗资巨大的项目，需要非常惊人的投入。具备研制空天飞机技术、条件的***，主要有***、俄罗斯、欧盟和***。***的空天飞机研制计划大家知道的比较多，比如X-24、X-33、X-34、X-43等，实际上欧盟也在紧锣密鼓地研究，欧洲航空航天*和*****在推行欧洲“云霄塔”空天飞机计划，并为它研制火箭基的吸气式组合循环发动机。法国主要是进行自主研制，在上世纪80年代曾研制过“赫尔墨斯”空天飞机，虽计划没有进行下去，但积累了相当丰富的技术和经验，此外法国在航天技术和超燃冲压发动机等方面都有很成熟的技术。俄罗斯是老牌的航空航天技术强国，在空天飞机使用的超燃冲压发动机方面技术积累尤为雄厚，彩虹机械设计*在上世纪70、80年代就先后推出了“针”式、“彩虹”--2等验证机计划，对高超音速的空天飞行器进行预研。而***在上世纪80年代已经研制过类似航天飞机的H--2轨道飞行器，对空天飞机的相关技术进行过研究验证，2002年更是决定终止以前研究多年的航天飞机计划，开始全力研制使用循环组合发动机的空天飞机。我国当也要大力发展空天飞机技术，重视该技术的发展方向。要打破航空航天的条块分割，形成航空航天技术的合力，来攻克空天飞机的技术难关。此外就要加快基础技术研究和工程技术预研的力度，攻克气动结构、耐热材料、超燃冲压发动机三大技术难点，为空天飞机研制打好基础。因为在高空大气层缺少氧气，所以空天飞机就必须自己携带液氧。而且还有发动机转速问题。经济上的不确定性但不管你有多么中意某个方案，经济才是决定一切的。而很多批评人士也正是出于这一目的，认为应当发展航天飞机或空天飞机。乔治华盛顿大学空间政策研究院经济学家亨利·赫兹菲尔德(HenryHertzfeld)表示：“在这一切的背后的关键点就在于如何能以更低的成本进入太空。”他说：“我不认为我们现在已经拥有了这样的方案，并且我也不认为我已经看到这样的方案即将出现。”从理论上来说，可重复使用的空天飞机将会比一次性使用的火箭要更加经济。因为它只需要重新加注燃料即可，并且它还不需要海军来进行海上搜救行动。这样的想法的确非常具有吸引力。于是***一家私营航天公司便推出了一款名为“山猫”(Lynx)的空天飞行器方案，而***宇航*也正在资助研发一款名为“追梦者”(DreamChaser)的空天飞行器，其主体将是可重复使用的，非常类似微缩版本的航天飞机。而***空军已经连续进行了3次保密性质的空天飞机发射。他们的这款空天飞机代号为“X-37B”，似乎也是一种类似微型航天飞机的设计。空天飞机方案中仍需要依靠火箭的推力来将其送入太空。因此赫兹菲尔德指出，至少在目前空天飞机还并不是进入太空最便宜的方式。他表示，只要火箭借助的化学推进力仍是进入太空的唯一手段，那么火箭将仍是我们进入太空的最经济手段。而至于空天飞机的前景，赫兹菲尔德则表示：“我想，作为一个社会，我希望我们能继续开展这方面的研究并最终建造一架样机，无论如何这样做至少可以说服我们自己，我们至少的确拥有一架空天飞机——尽管从本质上来说这仍只是‘化了妆’的火箭。”DARPA的想法或许与之类似。这个国防技术开发主管部门尽管全力支持飞船技术的发展而不是空天飞机技术，但仍提出了像XS-1这样的空天飞机方案。DARPA的杰斯·斯旁那波(JessSponable)表示：“至于这款飞行器将如何设计，它如何起飞，又如何降落，一切都可以讨论。我们需要的是最具创新性但又具有实用性的方案。”