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1.
针对航天器轨道交会的脉冲推力模型与实际发动机连续推力模型不相符的问题,研究一种脉冲变轨策略的工程实现方法,使脉冲变轨策略可应用于工程实际.基于Lambert飞行时间定理和遗传算法,研究航天器最优脉冲变轨策略.根据脉冲变轨优化的结果,采用迭代制导算法研究脉冲变轨工程化问题.仿真结果验证了迭代制导算法在航天器轨道交会中的有效性. 相似文献
2.
针对近地近圆轨道航天器交会任务,设计了基于经典轨道要素的远程快速自主制导算法.对于任意初始纬度幅角偏差的远程导引,通过建立纬度幅角偏差与半长轴偏差的关系,将远程导引段分为初始轨道飞行、调相轨道飞行和调整轨道飞行3个阶段.初始轨道飞行进行轨道共面修正和调相机动;在调相轨道飞行期间,进行自然调相以及调相轨道到调整轨道的机动;调整轨道飞行阶段进行追踪航天器的远地点高度和近地点高度的修正,以及再次共面修正.所有变轨机动都以制导脉冲的形式给出,并都在轨道特殊点执行.精确轨道仿真验证了远程快速自主接近制导算法的可行性. 相似文献
3.
交会对接是空间站任务中一项非常重要的技术。基于C—W方程,推导了用直角坐标和轨道根数描述的远程导引段多冲量变轨段策略的方程,同时给出了求解方程组的迭代算法。随着冲量的施加,剩下的变轨量不足以瞄准交会时刻目标的全部状态时,给出了瞄准部分变量的方法。通过算例验证发现,存在定轨误差的情况下,部分变量瞄准法能精确地瞄准任务所关心的变量。 相似文献
4.
通过引入Lambert算法处理终端约束条件,建立基于可行解迭代的多脉冲转移轨迹优化模型,采用粒子群算法优化最省燃料转移轨道,并对分别采用变轨点真近点角和变轨时刻作为设计变量的优化结果进行了对比分析.对相同的两脉冲、三脉冲轨道转移问题,优化结果验证了提出的优化模型和优化算法的正确高效性.仿真表明,使用变轨点真近点角为设计变量时优化效率和结果更好. 相似文献
5.
远程导引可行飞行方案寻求算法研究 总被引:4,自引:1,他引:4
提出了一种寻求远程导引可行飞行方案的算法,能够满足远程导引对测控、日照、燃料和时间等各方面的要求;重点论述了Lambert一次变轨方案,给出了算法的具体步骤和主要模块的实现方法;最后给出了一个算例,说明算法是切实可行的。 相似文献
基于跨大气层反导拦截的各阶段流程,首先完成了某型拦截弹的动力学建模,然后利用预测拦截点(PIP)导引以及射表插值的思想,设计了针对大气层外中远程弹道类目标的中段拦截制导方法。在此基础上,研究了不同情形下拦截弹针对弹道导弹的部署区域,发射区段与拦截区段,以及固定拦截阵地的保护范围,验证了大气层外拦截导引方法的有效性。考虑到弹道导弹可能采取的突防措施,包括机动变轨、电子干扰以及红外诱饵掩护等手段,通过设计大样本仿真试验,分析进攻弹所采取的不同措施带来的突防效能。对于能够拦截常规弹道的拦截弹部署点,进攻弹可以通过机动变轨和释放诱饵等策略分阶段起到干扰作用,将突防概率提高到70%以上。 相似文献
7.
空间交会中脉冲变轨燃料消耗研究 总被引:9,自引:1,他引:8
导出了空间交会中多脉冲变轨的一般算法。在此基础上,重点研究了双脉冲变轨的燃料消耗情况,提出了双脉冲变轨条件下的“不可达点”及其附近的“高耗能区域”,并给出了相应的物理解释。最后对多脉冲变轨与双脉冲变轨进行了比较。 相似文献
8.
弹道导弹在被动段轴向加速变轨弹道设计与优化 总被引:1,自引:0,他引:1
针对在被动段脉冲发动机轴向加速变轨突防弹道计算建立了飞行动力模型,通过弹道仿真计算分析了脉冲发动机点火时间和脉冲发动机工作时间对弹道的影响.脉冲发动机总冲一定时,短时间-大推力模式下导弹的射程最大.在爬升段点火时,短时间-大推力导弹能量利用最高;在下降段点火时,长时间-小推力能量利用率最高.同时提出了脉冲轴向加速变轨突防弹道优化的约束条件,并对该问题进行了优化计算,优化后的发动机质量比优化前减少了24.87%. 相似文献