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1.
月球引力转弯软着陆的制导控制研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
对于月球引力转弯软着陆过程 ,采用反馈线性化方法 ,对高度和速度信息分别设计了跟踪制导控制律 ,并应用微分几何的有关理论证明了这两种跟踪制导控制系统的李雅普诺夫稳定性。此外 ,根据软着陆系统推力、燃料和状态的约束条件 ,给出了引力转弯着陆过程初始条件的可达集合。最后给出的软着陆跟踪制导实例 ,只需要测得斜向距离、速度和姿态角度信息。这种制导方法测量简单 ,适于低成本的软着陆任务。  相似文献   
2.
研究水平起降二级入轨航天运载器分离飞行状态(飞行高度、轨迹倾角、马赫数)对轨道器在分离点处的质量(包括结构质量、燃料质量等)的影响。主要内容包括:针对以火箭发动机为动力的轨道器,建立了上升段运动方程。采用静态可变误差多面体算法加上动态共轭梯度法数值优化了轨道器上升段轨迹,优化的性能指标是分离点处轨道器的总质量最小,初始条件受到载机上升段走廊的约束,终端约束是某指定的目标轨道。对分离状态与轨道器总体方案(升阻比、推力、比冲等)对轨道器总质量的影响作了大量数值仿真。针对某飞行器模型,得到了一组最优分离飞行状态。拟合出估算分离状态对轨道器总体方案的影响计算公式。得到了合理选择分离飞行状态的结论。  相似文献   
3.
研究了较大升阻比航天器采用负升力返回时的再入走廊与最优轨迹,通过数字仿真并与正升力再入时的结果比较,得到结论:采用负升力再入时的返回走廊前1/3段比采用正升力的相应部分宽度有较大增加;离轨点所耗燃料质量与热防护系统质量之和较正升力再入时的情况有一定减少。由此可见,负升力再入概念在提高有效载荷上明显优越于正升力再入概念。  相似文献   
4.
本文讨论在垂直磁场下的半无限平板磁流体力学边界层方程的近似求解方法,利用常微分方程的解来作为偏微分方程的近似解,从而大幅度减少运算量。结果表明,近似解与精确解吻合很好。  相似文献   
5.
在分析某型无人机回收系统组成和工作程序的基础上,研究了某型无人机伞降回收过程的的运动特点,建立了某型无人机回收各个阶段的动力模型,通过数值仿真方法得到了回收各个阶段的运动特征,分析了回收过程的运动轨迹和落点误差的影响因素,在此基础上建立了合理的回收策略。  相似文献   
6.
小推力轨道优化研究   总被引:7,自引:0,他引:7  
研究小推力电推进轨道优化问题,推力加速度量级为10^-2~10^-4,优化方法间接法,利用末端横截条件反向积分伴随方程,避开伴随变量的初值猜测,运用迭代法数值求解了逃兔地心引起场轨道和低轨道变轨优化,计算结果表明,小推力作用下最优转移轨道几乎为圆形,转移时间较长,小推力大小与作用时间成近似线反比关系,小推力情况下,横向比最优控制更为合理。  相似文献   
7.
月球软着陆的一种燃耗次优制导方法   总被引:2,自引:4,他引:2  
文中的软着陆过程从一条环月停泊轨道开始。一旦选定着陆点,则通过△V变轨转入一条椭圆轨道。当到达近月点时,着陆制动发动机点火,开始动力下降阶段。参考运载火箭制导过程的分析方法,假设月球为一均匀引力场,以燃耗最优性为出发点,提出了一种用于软着陆动力下降过程的显式制导律。其显式表达式是剩余时间的函数。它不必进行迭代计算,是一种易于实现的次优闭环制导方法。  相似文献   
8.
给定条件下直接命中月球轨道计算方法   总被引:3,自引:0,他引:3  
在给定飞行时间、着月时间、着月入射角及停泊轨道等约束条件下,建立飞月轨道数学模型;采用可变容差多面体算法及罚函数方法进行二点边值搜索,借助双二体理论近似确定迭代初始条件,得到满足要求直接命中月球的飞月轨道。  相似文献   
9.
具有一定静稳定的再入头部。再入运动都是动态稳定的。静不稳定再入头部可通过选取适当的初始转速达到动态稳定,文中给出了适合再入头部的稳定性判据。  相似文献   
10.
月球探测器轨道设计与地面观测弧   总被引:2,自引:0,他引:2  
严辉  吴宏鑫 《宇航学报》1998,19(4):70-74
本文研究月球探测器轨道设计方法及与地面观测弧的关系。主要研究地月直接转移轨道和定相环形转移轨道。通过建立B平面用迭代方法得到满足要求的月球卫星轨道,并认为定相环形转移轨道的测控优于直接转移轨道。  相似文献   
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