基于hp自适应伪谱法的固体运载火箭轨迹优化

多级固体运载火箭轨迹优化是一个多阶段多约束的最优控制问题。hp自适应伪谱法融合了有限元法和全局伪谱法的思想,采用双层优化策略对细化单元数和插值基函数的阶次进行自适应调节以满足精度和快速性要求。对基于hp自适应伪谱法的多级固体运载火箭主动段轨迹优化问题进行了数值计算,结果表明该优化方法能够很好的满足过程约束和终端入轨条件,具有收敛速度快、对初值不敏感等优点,有一定的工程应用价值。     

采用联立法求解大姿态终端约束的上升段轨迹优化

针对恒定推力和未配置辅助动力系统的运载火箭,提出了一种基于联立框架的直接法("联立法")来求解带大姿态终端约束的动态在线轨迹规划问题,解决了传统迭代制导方法中飞行轨迹线性规划的不足,并可根据姿态跟踪精度的需求来控制程序角速率,从而同时满足各种约束条件。该联立法结合了直接配点法和伪谱法的特点,采用有限元正交配置法将状态变量和控制变量进行离散化;结果表明与伪谱法相比,计算效率得到了大幅提升。在此基础上,提出了通过合理选择初值、调整入轨精度偏差、自适应有限元分段等提升计算速度的措施,进一步提高了这一算法的实时性,为未来解决更复杂多样的制导任务提供了基础。     

基于最优控制解析解的直接入轨自适应制导律

研究了直接入轨飞行器基于最优控制解析解的显式制导问题。在入轨速度最大指标约束下,推导出了一种直接入轨飞行器基于最优控制理论的显式解析制导律,并对该制导方法进行了仿真验证。仿真结果表明,所得制导方法具有较高的制导精度和较强的自适应性和鲁棒性,同时该制导方法计算简单、计算实时性强,具有较好的工程应用价值。     

基于高斯伪谱方法的再入飞行器预测校正制导方法研究

为了提高再入制导的适应性和鲁棒性,提出了一种最优预测校正制导方法.根据伪谱方法将再入动力学微分方程约束转换为代数方程约束,将制导问题转换为不需要积分弹道的最优规划问题,利用Gauss伪谱法收敛速度快、精度高的特点,设计了航路点间分段优化的伪谱自适应鲁棒再入制导律,对制导律的特性进行了分析.数值仿真表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒性,仿真表明校正时间很短,具有应用于在线制导的潜力.     

基于间接Radau伪谱法的滑翔段轨迹跟踪制导律

针对高超声速飞行器滑翔段制导问题,提出一种利用间接Radau伪谱法求解最优反馈控制律的全状态标称轨迹跟踪制导律。将标称轨迹跟踪问题转化为线性时变系统状态调节器问题,基于Pontryagin极大值原理进一步将状态调节器问题转化为线性两点边值问题;利用间接Radau伪谱法求解所得的线性两点边值问题,获得最优反馈控制律,并在此基础上设计了易于在线执行的闭环轨迹跟踪制导律。数值仿真结果表明,该制导律对飞行器初始状态量的较大范围偏差和飞行环境参数的有限扰动不敏感,具有良好的鲁棒性,并且能够满足实时性的需求。     

自适应预测补偿的迭代制导方法及其应用研究

针对迭代制导完成后入轨参数或终端程序角修正问题,研究一种基于模型参考的自适应预测补偿迭代制导算法在运载火箭上的应用。该算法在经典迭代制导算法的基础上,根据预测的迭代终端程序角和飞行视加速度的参考模型,对关机点参数进行补偿,依据补偿后的终端指标重新规划飞行轨迹,进而得出满足入轨参数或终端程序角偏差修正的制导指令,提升迭代制导对入轨参数偏差或终端程序角的修正能力。此外,阐述了经典迭代制导的基本算法,概括了自适应预测补偿迭代制导算法的基本原理,并以大推力直接入轨、终端程序角大偏差以及满足终端程序角约束为例,给出相应工况的自适应预测补偿的迭代制导算法。仿真结果表明：该算法对入轨参数和终端程序角偏差具有一定的修正能力。     

一种适用于目标圆轨道的空间变轨迭代制导算法研究

迭代制导方法在运载火箭上升段入轨问题中已有成熟应用。本文针对空间变轨任务,提出一种适用于目标轨道为圆轨道情形的,以轨道要素为终端约束的迭代制导方法。在迭代制导方法的基础上,以推力方向矢量为控制量,推导直接以目标圆轨道的轨道要素为终端约束的边界条件,得到一种简单有效、适应大姿态角变化的迭代制导算法。通过仿真验证了改进方法的有效性和较高的入轨精度。     

长征运载火箭制导方法

对长征系列运载火箭制导方法的发展和当前最新研究成果进行了综述。为满足轨道控制需求,制导方法起步于外干扰补偿制导,历经隐式和显式的摄动制导,逐步过渡到目前的闭环最优制导,并且发展出多个分支。传统迭代制导通过预测最佳入轨点、实时修正剩余飞行时间以及在线轨迹规划等技术,实现了高精度入轨控制;轨道预测修正迭代制导则通过跨飞行段取消位置与速度约束,并补偿对轨道的影响,实现了大推力直接入轨火箭的高精度控制;二次曲线直接制导通过改变程序角形式,增加控制维数,满足了终端姿态约束要求。最后结合我国未来重型运载火箭的任务特点,提出了在不同任务场景下采用统一的制导方法的设想,并以凸优化和联立法作为实现手段讨论了未来的研究重点。     

带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究

针对需要满足一定入轨姿态约束的发射任务，研究一种带有入轨姿态角约束的迭代制导算法在运载火箭中的应用。该制导算法在传统迭代制导算法的基础上，将控制姿态角的最优解析表达式，通过二阶近似，展开为与时间相关的二次函数，可以同时满足入轨点速度、位置和姿态角约束。阐述了迭代制导的基本原理，给出带有姿态角约束的迭代制导算法的推导公式。在有相同姿态角约束的条件下，该算法能够保证入轨精度,与传统迭代制导算法相当，且对姿态角约束有较好的控制效果，运载能力损失较少。仿真结果表明，该算法对故障工况及不同姿态角约束具有一定的适应能力。     

一种月球飞船动力下降预测制导方法的研究

研究了一种月球飞船动力下降段的预测制导方法。首先在轨道平面内建立了月球飞船飞行力学模型;然后基于开普勒轨道力学,由飞船当前飞行状态预测其落月位置和速度,以及相应的剩余飞行时间。设计了切向和法向解耦的闭环制导律。切向制导律根据预测的落点速度偏差和剩余飞行时间形成切向推力控制量来控制飞船速度大小,以消除落点速度偏差。法向制导律根据预测的落点位置偏差形成法向推力控制量,来改变飞船速度方向,以消除落点位置偏差。所设计的预测制导律,通过解析解预测落点状态,比传统的基于数值计算的预测方法在线计算量小,易于实现。数值仿真验证了该制导律的有效性。