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一种适用于月球跳跃返回的改进解析预测校正制导律 总被引:1,自引:0,他引:1
解析落点预测-校正制导律具有计算量小的特点,适用于月球返回舱机载计算机的在线计算,针对其对远航程适应性差的问题,提出了一种改进的解析预测制导律。通过调整上升段的控制增益,减小返回舱飞离大气层时刻实际状态与标准状态的偏差,对飞出大气层的速度进行修正以补偿弹道段空气阻力引起的航程减小。二次再入段采用数值预测-校正制导,利用逐步校正的方法,解决了收敛问题,避免了复杂的基准弹道设计过程。数值仿真表明,所设计的制导律能够适用于远航程情况,在具有初始位置偏差、质量偏差、气动偏差、大气偏差的情况下,终端位置精度在5km以内,表明该制导律具有良好的鲁棒性,该制导律具有在线实施的潜力。
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对月球软着陆全过程三阶段下降轨迹和制导律进行了优化设计研究,结合工程实际给出了月球软着陆飞行轨迹初步方案。制动段基于均匀球体三维动力学模型,获得一种燃料次优解析制导律;该制导律通过单步优化得到了推力角控制量的解析形式,并在推力角中引入前馈项用以消除近月点初始偏差。接近段采用平面月球模型,利用重力转弯技术,得到了解析形式的最优开关制导律。着陆段以安全性为首要目标,基于垂直降落模型,采用程序控制策略,研究了等效连续变推力制导方法。最后,分别对三阶段下降轨迹和制导律进行了算例分析,给出了软着陆全过程飞行参数变化曲线。结果表明,软着陆下降轨迹和制导律方案的设计和优化是可行的。 相似文献
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介绍了载人飞船返回轨道的计算方法,讨论了当前流行的两种飞船再入制导的方法(标准轨道法和预测落点法),并且提出了一种新的预测落点法的纵向制导控制规律。通过仿真计算得到飞船再入的标准轨道,利用两种控制规律进行仿真计算,并对两种制导方法的结果作了比较。 相似文献
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介绍限载人飞船返回轨道的计算方法,讨论了当前流行的两种飞船再入制导的方法(标准轨道法和预测落点法),并且提出了一种新的预测落点法的纵向制导控制规律。通过仿真计算理到飞入的标准轨道,利用两种控制规律进行仿真计算,并对两种制导方法的结果作了比较。 相似文献
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闭路制导在小型固体运载火箭中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
固体运载火箭发动机推力偏差和秒耗量偏差大,导致关机点时间偏差也大,因此偏差轨道和按标称值飞行的标准轨道之间偏差大,传统的摄动制导难以满足对卫星高入轨精度的要求。针对固体运载火箭的上述特点,本文提出具有工程意义的闭路制导方法。实现闭路制导的关键之一是需要速度的求解。本文根据运载火箭的实时飞行状态和卫星轨道元素之间的关系推导出简单实用的需要速度,并应用于发射近圆轨道卫星的小型固体运载火箭的闭路制导控制中。经过数学仿真验证,证明本文中的方法在各种干扰下均具有较高的精度。 相似文献
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本文用中间轨道法研究飞行器的显式制导。第一部份研究了需要速度的显式制导方法,给出了制导公式。第二部份研究利用外部信息估计落点偏差。分析表明,在自由飞行段5点测高可以估出落点偏差。所有结果可用于研究卫星拦截、交会和卫星轨道转移。 相似文献
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针对探测器月面软着陆问题,在考虑月球自转的基础上建立了月球探测器在三维空间飞行的精确动力学模型。以燃耗最优为指标,利用Pontryagin极大值原理,得到了发动机推力开关曲线和推力方向角的最优控制律。综合考虑落点位置和速度约束求解两点边值问题,得到了探测器软着陆的最优轨线。仿真研究表明本文建立的精确动力学模型相对于不考虑月球自转的动力学模型可以有效提高探测器落点位置精度。 相似文献
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面向大椭圆轨道航天器交会对接、编队伴飞以及在轨操控等空间应用的需求,对大椭圆轨道上航天器间的相对运动进行了分析与建模,采用幂级数法分别在脉冲推力和常值推力作用两种情况下对系统进行了近似求解。通过对系统解的变换以及对系统状态的重构,给出了大椭圆轨道上的三种交会制导律。脉冲推力作用假设下的脉冲制导类似近圆轨道的Hill制导方法。常值推力作用假设下的全状态反馈制导律则在交会制导、相对悬停和循迹绕飞控制的过程中实现了对相对位置和相对速度的同步控制。通过构造新的系统状态,改进的变系数全状态反馈制导律提高了相对速度的制导精度,降低了相对制导过程中的最大轨控加速度。三种制导律的制导效果通过数学仿真进行了校验和比较,文中给出的方法实现了椭圆轨道上相对交会制导、悬停保持和循迹绕飞控制。 相似文献
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基于Riccati方程解的再入飞行器制导律设计 总被引:2,自引:0,他引:2
提出一种再入飞行器纵向制导律设计方法。首先对纵向运动方程沿着实际轨道线性化,然后利用线性最优调节器原理设计制导律。在每个制导周期内求解代数R iccati方程,利用其正定解构造反馈控制律,与标准轨道的控制量叠加后形成全量控制,用于实际再入轨道的制导。仿真结果表明,所设计的制导律对再入初始偏差具有较强的鲁棒性,同时它也能较好地补偿由于气动参数和大气密度摄动造成的航程误差,从而保证落点精度。 相似文献
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长征运载火箭制导方法 总被引:1,自引:0,他引:1
《宇航学报》2017,(9)
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。 相似文献
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本文以载人飞船概念论证方案为背景,分析探讨了载人飞船上升段摄动制导方案.提出了按飞行程序导引模型进行载人飞船上升段飞行的导引控制,并探讨了用等待轨道长半轴偏差等于零作为关机控制的终端条件来进行关机控制的摄动制导方法,最后进行了仿真计算. 相似文献
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RLV再入混合制导方法研究 总被引:6,自引:0,他引:6
提出可重复使用跨大气层飞行器(RLV)再入混合制导方法,该方法将再入轨道在线生成技术、基于阻力加速度飞行剖面的跟踪制导技术和数值预测制导技术有机结合。其中再入轨道在线生成能够向轨道预测制导算法提供初值,以加快轨道预测制导算法收敛速度;轨道跟踪控制器控制再入吸热,使再入轨道满足再入走廊约束;而数值预测制导算法则对再入轨道进行快速预报,生成合适的制导指令,将RLV导向目标。给出了RLV再入混合制导的具体算法,并对Marshall航天中心先进制导与控制项目所提出的九种再入情况进行了初步仿真,结果表明所提出的RLV再入混合制导方案是可行的。 相似文献
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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。 相似文献
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提出了一种用变推力火箭发动机实现月球定点软着陆轨道的优化方法.在软着陆加速度线性变化条件下,给出了位置速度状态参数以及推力加速度、推力和秒流量的计算模型,通过调整总飞行时间和着陆点位置实现了燃料消耗最小的优化.该法简单,易于工程化,适于用变推力火箭发动机在月球上实现定点软着陆的任务.算例证明了此法的可行性和有效性. 相似文献
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轨道武器战斗舱再入制导技术研究 总被引:6,自引:0,他引:6
对轨道武器战斗舱再入制导进行探讨,针对战斗舱再入的特点,在深入分析标准轨道法制导的基础上,采用标准轨道与预测落点法相结合的混合制导方法弥补了标准轨道法对初始误差较敏感的缺点。分析研究和仿真结果表明, 混合制导方法既具有对付较大初始误差和过程干扰的优点,又减少了计算量,具有良好的制导和落点精度,是一种有效的制导方法,具有一定的工程应用价值。 相似文献