| 火箭入轨的大偏航非线性鲁棒自适应控制方法 |
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| 引用本文： | 刘新建,叶成敏,张立佳,卢亮亮,张利宾.火箭入轨的大偏航非线性鲁棒自适应控制方法[J].固体火箭技术,2012,35(4):434-437,445. |
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| 作者姓名： | 刘新建 叶成敏 张立佳 卢亮亮 张利宾 |
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| 作者单位： | 1. 国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073
2. 北京宇航系统与工程研究所,北京,100076 |
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| 摘 要： | 火箭入轨通常是沿标准轨道面的飞行控制,常规发射任务只需侧向小偏航角校正,但当今一些特殊的入轨任务要求火箭制导控制能侧向大偏航角飞行,以克服较大初始侧向偏差对末级火箭入轨的影响。文中提出了一种末级火箭的侧向大偏航非线性自适应组合制导控制方法,结合土星-5火箭IMG方法和航天飞机LTG方法各自的优点,进行了大偏航角的非线性耦合补偿修正,并对动力飞行过程的迭代算法进行了鲁棒稳定性改造。基于姿态喷嘴开关控制的六自由度数值仿真表明,提出的控制策略和算法简单可靠、稳定性好、精度高,在火箭入轨控制和空间飞行器变轨控制中具有参考和应用价值。
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| 关 键 词： | 火箭入轨 制导与控制 自适应控制 大偏航非线性控制 空间快速响应 |
A robust nonlinear self-adaptive control method with large yaw for rocket orbital insertion |
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| LIU Xin-jian
,
YE Cheng-min
,
ZHANG Li-jia
,
LU Liang-liang
,
ZHANG Li-bin.A robust nonlinear self-adaptive control method with large yaw for rocket orbital insertion[J].Journal of Solid Rocket Technology,2012,35(4):434-437,445. |
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| Authors: | LIU Xin-jian YE Cheng-min ZHANG Li-jia LU Liang-liang ZHANG Li-bin |
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| Institution: | 1.College of Aerospace and Material Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China; 2.Institute of Astronautic System and Engineering,Beijing 100076,China) |
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| Abstract: | |
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