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1.
针对可重复使用运载器末端能量管理段初始状态存在大范围摄动问题,提出一种双层迭代末端能量管理段轨迹设计方法。首先,将地面轨迹设计问题简化为求两直线公切圆问题,仅需改变单一参数即可大范围调节航程,得到可行地面轨迹;针对纵向平面,提出双层迭代轨迹设计算法,内层迭代剖面参数保证飞行器满足末端状态约束,外层迭代地面轨迹参数改变航程。然后,提出了制导方法和双层迭代校正算法,并开展了仿真计算及分析。研究结果表明,在初始状态存在大范围散布情况下,所提算法均可得到满足需求的地面轨迹和纵向剖面参数,保证飞行器顺利到达自动着陆窗口,末端状态误差较小,具备较强的鲁棒性。 相似文献
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简要介绍了末端能量管理的研究情况,然后对末端能量管理段进行轨迹规划。在轨迹规划的基础上,设计基于滑模变结构控制的制导律,对轨迹进行跟踪,对能量进行管理。仿真结果表明,滑模变结构控制在末端能量管理制导中合理、有效,具有很强的鲁棒性。 相似文献
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亚轨道飞行器(SRLV)通过跟踪特定的轨迹来实现对能量的控制与管理,轨迹设计是能量管理的一项关键技术。深入研究了亚轨道飞行器能量管理段(TAEM)轨迹的设计思想、准则和流程;提出了一种基于待飞距离规划动压剖面的轨迹设计方法,通过调整航向调整段的动压剖面,保证飞行器以亚声速状态进入航向调整段,避免飞行器转弯超调;提出了采用顺风作为轨迹设计的缺省状态,保证飞行器在严重的逆风状态下仍然可以满足着陆窗口约束;通过具体算例进行仿真分析,验证了设计方法的有效性。 相似文献
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针对可重复使用运载器末端能量管理阶段的在线轨迹生成与制导问题,研究了一种基于参数化轨迹描述且不依赖在线积分推演与气动辨识的三维轨迹预测-校正制导算法。首先,设计了由动压上边界、下边界和最大能量边界构成的动压包线,由一个参数对包线内的动压剖面进行描述,采用离线计算的方式预先获得飞行航程随动压剖面参数、倾侧角和能量高度变化的关系并存为三维数表。随后,根据当前状态和地面航迹参数计算得到各飞行阶段地面航程信息,在待飞航程的预测中,考虑侧向机动的航程损失和模型偏差影响,采用分段查表和在线估计航程修正系数的方法对预测航程进行了两次修正。最后,研究了约束条件下的多轨迹参数连续更新策略,以保证消除航程偏差的同时轨迹具有适宜性。仿真结果表明,该方法对于初始位置、能量状态散布不敏感,其末端位置控制精度保持在米级。完成单次轨迹预测-校正的时间不超过2.3 ms,拥有较高的在线预测效率,对突发故障造成的模型偏差具有较强的适应能力。 相似文献
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航天飞机末端区域能量管理段制导技术概述 总被引:2,自引:2,他引:2
末端区域能量管理段主要是控制航天飞机的动能和势能.使航天飞机最终达到进场着陆段的初始要求,以保证其最终成功着陆。在最终制导系统引入一个能量基准剖面,通过调整飞行距离、动压或速度制动使航天飞机达到标准的能量状态。将末端区域能量管理段划分为四个飞行段,并对这四个飞行段的基本设计思想、制导技术及过程进行了研究。经过实际的航天飞机飞行验证.证明这种方案具有良好的制导效果。 相似文献
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针对考虑交接班误差的重复使用运载器(RLV)无动力自动进场着陆段轨迹设计问题进行了研究。将整个自动进场着陆过程分成交接段、标称下滑段和标称拉平段3个阶段。在依据标称交接班状态、触地状态逆序完成拉平段、下滑段的标称轨迹设计的前提下,针对可能存在的交接班误差,提出一种综合考虑纵、侧向位置和速度交接班误差的交接段在线三维轨迹设计方法,并结合阻力舵调整策略,实现RLV从交接班点向标称轨迹的平滑过渡;然后,在交接段轨迹设计基础上提出了交接高度平面内"安全交接区域(SIA)"的概念及其求解方法。仿真结果表明:所提出的轨迹设计方法及SIA对存在交接班误差的无动力进场着陆轨迹设计问题具有实际的参考意义。 相似文献
9.
对水平起降两级入轨(TSTO)运载器一子级返场轨迹优化和轨迹在线生成问题进行了研究。首先,给出了较独特的一子级再入轨迹设计策略:先给定侧向剖面,再分段优化求解三维轨迹。针对返场过程的大幅转向需求,设计了形式简单的倾侧角-航向角偏差剖面,并定义了具有不同任务的航向转弯段和航向微调段;针对一子级宽速域气动变化显著特点,为避免轨迹跳跃,定义了增高减速段和下降滑翔段,并采用分段优化策略求解三维轨迹。其次,针对分离扰动造成的一子级初始状态偏差,扩展了自适应高维伪谱插值(AMPI)算法的参数空间,并将其应用于返场轨迹在线生成问题。仿真结果表明,设计的倾侧角剖面能够在倾侧角不翻转的前提下调整飞行航向对准着陆场,设计的分段优化策略能够保证高度曲线平稳无跳跃,采用的自适应高维伪谱插值算法能够在分离扰动影响下快速准确地实现在线轨迹生成。 相似文献
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针对大升力体轨道再入飞行器末端能量管理(TAEM)段制导控制能力强、末端约束不惟一的问题,将TAEM段分为动压跟踪和着陆预备2个阶段,设计了不同的纵向轨迹剖面,从而将TAEM段在线轨迹生成问题转化为单参数搜索问题。第1阶段设计标称动压剖面为纵向参考轨迹,使得飞行器过程约束得到保证。第2阶段纵向剖面设计为标称高度剖面,从而使得末端点高度和倾角约束得到保证。根据末端动压误差设计修正律,迭代修正第一阶段动压剖面,从而使得最终的纵向轨迹满足所有的状态约束。在线轨迹递推采用以时间为自变量的数值积分,递推过程引入闭环制导律,通过实时修正攻角跟踪纵向剖面,修正倾侧角跟踪地面轨迹,从而保证在线生成的轨迹符合物理特性,降低闭环制导难度。在考虑初期再入末端大范围状态散布情况下,数值仿真显示了所提算法的鲁棒性。 相似文献
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针对可重复使用运载器(RLV)原场返回过程中所面临的轨迹回转问题,提出了一种在亚轨道高度进行姿态调整并使飞行轨迹回转、指向发射场方向的机动方法.在RLV与上面级分离之后,利用RLV自身推力抵消背离发射场速度,最终使RLV飞行方向指向发射场并进入再入返回阶段.采用连续推力方案,利用最优控制理论推导得出满足轨迹回转终端要求的机动指令.仿真结果表明,该方法能够实现RLV与上面级分离后轨迹迅速回转,可为之后的返回原发射场提供保障. 相似文献
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在对国内外吸气式可重复运载器的发展现状进行了分析后,建立了吸气式重复使用运载器动力学模型、地球模型以及大气模型等数学模型;建立了空天飞行器的弹道仿真系统。并以某吸气式重复使用运载器为研究对象,利用MATLAB编写程序,进行了飞行弹道的模拟仿真。仿真试验表明,计算方法及相应的仿真系统是合理可行的,可应用于吸气式重复使用运载器可行性的评价。 相似文献
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传统的重复使用运载器的制导系统与控制系统的设计是分开进行的。当运载器出现故障时,需要进行轨迹和控制的重构,故障下气动特性和配平能力的变化使得重构后的制导系统与控制系统难以良好匹配。考虑到控制系统对轨迹设计和优化的影响,通过将三自由度轨迹优化与多舵面控制分配结合,提出一种考虑控制舵面气动力和故障的重复使用运载器轨迹优化方法。仿真结果表明,多舵面控制分配算法可以将运载器故障下的配平能力转化为轨迹优化的约束条件,从而避免了传统三自由度轨迹优化方法结果无法被控制系统跟踪的可能性,并为制导与控制一体化设计提供参考依据。 相似文献