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1.
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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针对传统可重复使用运载器(RLV)末端能量管理段(TAEM)制导方法在精度和实时性方面的不足,提出了一种三维鲁棒制导方法,提高扰动情形下的返回精度。首先,转换RLV时域制导模型为以高度为自变量的等效模型,设计基于滑模控制理论的制导算法,根据运载器当前状态生成满足动力学、末端和动压约束的状态轨线及制导指令;输入指令至RLV时域制导模型,一个制导周期后根据当前飞行状态更新制导指令,抵抗气动、大气及质量偏差等扰动。标称和扰动两种情形下的仿真验证了制导方法的性能。 相似文献
3.
新一代低成本、高效可重复使用的组合动力运载器是未来航天领域发展的必然趋势,然而组合动力运载器由于具有飞行包线大幅扩展、自主可靠性要求高,以及强耦合、强不确定性、约束条件苛刻等特点,使得控制系统设计更为复杂和困难.虽然控制理论界和工程界已对运载器的控制系统分析设计方面开展了众多有价值的研究,但更大空域、更宽速域的组合动力... 相似文献
4.
针对传统的可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle,RLV)在末端能量管理段(Terminal Area Energy Management,TAEM)存在的轨迹自适应能力不足和制导精度不够的问题,提出了一种TAEM三维轨迹规划算法及横向制导策略。首先,设计了纵向动压剖面和由3个参数决定的分段地面轨迹;其次,迭代基于内核提取协议(Kernel Extraction Protocol,KEP)的运动方程组,并设计了纵向位置校正算法,增强了对不同初始能量的自适应能力;最后,通过建立横向轨迹跟踪的数学模型,设计了航向校准和预着陆子阶段的开环和闭环横向制导律。仿真验证了轨迹规划和制导策略的有效性。 相似文献
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X—33可复用运载器验证计划进展 总被引:1,自引:0,他引:1
996年7月,美国航宇局和洛马公司签订了一项可重复使用运载器技术验证协议。根据协议,洛马公司将研制一种可复用运载器技术验证飞行器,并进行飞行试验,以为研制和经营可完全重复使用的实用型运载器进行技术上的准备。该验证机代号为X33,而最终要研制的实用型... 相似文献
7.
考虑阻力加速度的再入预测-校正制导算法 总被引:1,自引:0,他引:1
《宇航学报》2017,(2)
提出了一种基于阻力加速度的预测-校正制导方法,首先通过对阻力加速度走廊插值获取阻力加速度剖面模型,并基于该模型进行数值轨迹预测。然后根据两次预测结果近似求出阻力加速度与航程的关系,实时校正阻力加速度,消除航程偏差。同时对攻角进行调整,消除高度误差。横向制导通过校正倾侧角翻转时机实现。与传统的迭代预测校正制导算法相比,论文的制导算法同时校正纵向运动和横向运动,提升了飞行器的再入制导能力。每一次校正只需两次弹道预测,减少了制导的计算量。另外,采用插值的阻力加速度剖面对过程约束具有更强的处理能力。通过打靶仿真验证,论文的制导算法具有较高的制导精度和鲁棒性。 相似文献
8.
可重复使用运载器的再入制导(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种针对可重复使用运载器的再入制导算法。算法可分为轨迹规划算法和轨迹跟踪算法。较之经典的规划阻力的航天飞机制导方法,此算法最显著的特点在于轨迹规划与轨迹跟踪都直接在高度-速度空间里进行。在规划算法中,所有的轨道不等约束都可用高度-速度空间里的上下边界来表示,之后基于此边界采用线性化插值的方法来产生标称轨迹族,最后根据末端约束(末端能量管理)和航程约束来选择所需的标称轨迹。跟踪算法则采用反馈线性化来跟踪此标称轨迹进而满足所有的约束条件。此算法另一有别于传统方法的特点在于算法可使用一个航迹角控制器来增加航程,以满足大航程需要。适当地结合规划-跟踪算法和航迹角控制器可给再入制导带来极大的灵活性和适应性。另外,算法对各种建模误差与噪声的鲁棒性经验证也是符合要求的。 相似文献
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10.
RLV再入标准轨道制导与设计 总被引:1,自引:0,他引:1
将可重复使用运载器(RLV)再入轨道设计分为纵向轨道和侧向轨道设计两个过程:首先引入形状约束因子,在不进行轨道积分的情况下,在再入走廊内快速优化设计RLV再入飞行剖面;然后结合轨道跟踪控制,设计侧向方位误差走廊,快速生成满足末端能量管理(TAEM)接口和航程等要求的再入轨道。进一步提出修正标准飞行剖面参数的航程更新及制导方法,并采用RLV概念模型进行仿真分析。仿真结果表明这种RLV再入轨道设计方法能够快速生成再入标准轨道,相应的RLV再入制导方法可行,且具有较高的制导精度和可靠性,鲁棒性好。 相似文献
11.
针对再入过程中标准轨迹的实际长度需要通过多次更新或迭代求解的问题,提出了一种基于机动系数的通用再入轨迹设计方法。该方法将机动系数定义为真实轨迹长度与初始纵程之比,将再入过程中的机动性进行了量化,可以快速获得到达指定目标可行的轨迹长度;采用真实轨迹长度作为设计参考阻力加速度剖面的依据,避免了轨迹长度的迭代,简化了再入轨迹的生成流程;轨迹曲率问题采用动态航向偏差走廊的方法,控制终端航向偏差、剩余航程满足设计需求。设计轨迹跟踪控制器进行参考轨迹跟踪,完成再入制导。在机动系数区间内指定机动系数进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的标准轨迹制导方法能够快速生成满足路径及终端约束的标准轨迹,且轨迹跟踪效果良好,有较好的应用潜力。 相似文献
12.
Alexander I. Kozynchenko 《Acta Astronautica》2011,68(1-2):121-132
The problem of precision landing on Mars is now considered to be an essential challenge in the planned Mars missions. The paper focused on the guided atmospheric entry as a predominant phase in achieving a desired target state, as compared with the following parachute and powered descent. The predictive algorithms for the longitudinal guidance of a low-lift entry vehicle are treated. The purpose is to investigate applicability of the predictive strategy under possible high discrepancies between the on-board dynamic model and real environment while in entry trajectory. The comparative performance analysis based on computer simulation has been made between the standard one-parametric “shooting” predictive algorithm and a more complex two-parametric algorithm providing lower final velocity and, thus, expanding the interval of admissible downrange. However, both algorithms display considerable degradation of downrange accuracy in the cases when the actual drag force is larger than the modelled one. An acceptable solution has been found by including to both predictive guidance schemes an identification algorithm that repeatedly adapts the on-board model to varied environment in real time scale. 相似文献
13.
着陆小行星的滑模变结构控制 总被引:4,自引:0,他引:4
针对由于目标小行星的各种物理参数和运动信息不能精确获取而导致着陆小行星的动力学方程中存在不确定项这一问题,设计了一种基于滑模变结构的软着陆小行星的制导控制方案。在考虑安全软着陆约束条件下规划了标称着陆轨迹;通过滑模变结构控制方法设计制导控制律,实现对理想标称轨迹的鲁棒跟踪,从而保证成功着陆小行星;最后通过计算机仿真验证了方案的可行性。 相似文献
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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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15.
The relationships between path constraints such as heating rate, dynamic pressure and aerodynamic load and velocity during entry flight are analyzed in r-V plane for an entry vehicle with mediate high lift to drag ratio. Through derivation and integration, a unified formula for path constraints is obtained in r-V plane. Based on the unified formula and several characteristics an analytical solution is obtained,and an online trajectory generation method is developed. In the method, the coupled longitudinal and lateral motion is considered, and can make the best use of flight capability and satisfy path constraints. Trajectory generation cases with different flight mission and downranges are tested. Simulation results demonstrate the capability and efficiency of the trajectory planning method in dealing with path constraints. 相似文献