航天飞机制导、导航和控制文摘

航天飞机上升段制导和控制The Space Shuttle Ascent Guidance and Control W.T.Schleich AIAA 82—1497     

航天飞机制导-导航控制

本文根据航天飞机各个飞行阶段的具体条件概述了航天飞机制导-导航控制系统的控制要求。分析了各飞行阶段可能采用的制导-导航控制装置及其分系统,并说明冗余系统数据选取办法。同时,还论述了各种可用的制导-导航控制技术,比较了它们的优缺点。最后,概述了有关航天飞机制导-导航控制系统的可靠性设计问题。     

航天飞机的导航和制导问题

航天飞机的导航、制导和控制是保证其可靠性的重要方面.导航、制导和控制系统必须采用冗余技术,具有较强的冗余管理功能.航天飞机的飞行通常分为上升、轨道运行和再入返回三大段.详细叙述航天飞机发射前的初始校准和对准,上升段、轨道飞行段和再入返回段的导航、制导问题.     

航天飞机上升与轨道过渡段制导-导航控制

本文分析了航天飞机上升与轨道过渡飞行阶段的制导-导航控制装置及其分系统,并介绍了冗余系统数据选取办法。描述了四框架惯性平台框架配置与运载火箭姿态角的关系、工具误差模型与其修正方框图。最后,介绍了航天飞机制导-导航控制系统的可靠性设计。     

航天飞机导航、制导控制系统分析

一、前言航天飞机是空间站,宇航器、卫星(包括各种科学试验、对地测量和通讯等卫星)及宇宙科学试验器等有效的运载工具。航天飞机一次飞行时间比弹道式导弹及卫星等运载火箭的飞行时间要长得多,并且在飞行过程中要求实时知道运载器的飞行参数,因此,航天飞机需要工作时间长的导航、制导系统。航天飞机的飞行一般具有运载火箭飞行的特点,因此要求有轨道飞行段校准控制。     

航天飞机再入飞行制导模型的探讨

本文讨论再入制导的具体制导模型及其实现问题。再入制导段的飞行高度从120km到20km,再入飞行速度是25马赫左右到3马赫左右范围。     

机动再入弹头的制导和控制

在过去十五年里,经过大量的研究和飞行试验,机动再入技术已经比较成熟。在这期间对许多飞行器的构造型式进行了研究,提出了许多制导和控制方案。本文打算概括这些研究结果,其中只有少数项目是技术界所普遍应用的。本文提出三种飞行器的控制型式(十字翼型、倾斜一转弯型和固定配平型)和三种制导规律(叉积、比例和正切立方)。每种规律应用于每种飞行器(构造型式)时都列出了公式,对这些型式的优点和缺点也进行了讨论。     

航天飞机再入飞行段制导、控制系统的初步技术分析

航天飞机在空间完成飞行任务,返回地面之前必须经历再入飞行的过程,这是航天飞机整个飞行过程中的一个重要阶段。本文从航天飞机在再入飞行阶段的飞行环境对航天飞机制导、控制系统的影响来分析对航天飞机制导、控制系统的技术要求。     

航天飞机轨道机动和反作用控制推进系统评述

一、引言1984年4月12日哥伦比亚号航天飞机轨道飞行器飞行成功,改变了过去只靠一次使用的运载工具发射空间飞行器的历史,向人类提供了一种可在十年工作寿命期间,重复使用百次的经济方便的空间运输工具。航天飞机的起飞象火箭,在轨道上工作象宇宙飞船,着陆象飞机。它不仅可满足空间探索、科研、军事任务要求,还可从事很多有用的生产性的工作,对空间事业的发展将起很大的推动作用。     

载人飞船再入的制导、导航和控制

本文以多用途载人飞船为背景,研究再入的制导、导航与控制的任务、系统组成和工作原理,最后给出一些数字仿真结果。     

轨道机动飞行器的制导、导航和控制

本文阐述了轨道机动飞行器(OMV)的概念及其功能,阐述了其所承担的飞行任务,制导、导航和控制的一般问题以及可能使用的硬件。     

新型运载火箭和航天飞机

目前正处于制造中的新型运载工具几乎遍于全世界。如欧洲的阿里安,美国的航天飞机,苏联的Spaceplane,日本的H1火箭以及印度的SLV3。美国航宇局的航天飞机不会很快付诸使用,原定于今年6月进行的第一次飞行,由于技术和财经上的困难至少得推迟一年。预计在1980年中或者是这年年底发射。欧洲阿里安运载火箭预计在今年12月7日进行第一次发射。在今后的十年中阿里安还要     

航天飞机与空间站的交会对接控制

本文从航天高技术总体发展目标和途径出发,分析了开发我国航天飞机与空间站交会对接技术的重要性和紧迫性,并根据我国实际情况,提出我国空间交会对接技术发展的指导思想、原则和技术要求。文中探讨了如何进行交会对接控制的可行性论证,概要描述了交会对接的基本飞行过程和控制系统,最后着重介绍了交会对接的制导、导航和控制的基本问题及解决办法。     

航天飞机再入与进场着陆控制

本文简要介绍了航天飞机返回段控制技术的基本概念,对导航、制导和控制系统进行了初步描述,为进一步深入研究该方面的问题,开展系统概念设计奠定基础。     

弹道式导弹的中段制导与控制

本文提出了一种中段制导的方案——“闭环路导引的中段制导方案”。该方案具有收敛快、节省推进剂能量、精度高等优点。文章较系统地进行了方案的推导,估计了其方法误差,提出了计算程序框图及计算结果,并与其他制导方案进行了比较。     

航天飞机固体火箭发动机壳体的统计断裂力学和最佳断裂控制

本报告叙述了有关航天飞机固体火箭发动机壳体可靠性分析方法的研究。该分析方法是基于统计断裂力学理论监考虑到原始裂纹大小的概率分布情况。这种可靠性分析方法可用于设计变量的选择,例如,在最小预计成本和规定的可靠性范围的基础上,选择固体火箭发动机壳体的壁厚、设计使用期限和试验因子。断裂控制计划的作用,如在非破坏性试验中,以及在使用过程中材料的腐蚀,均可把它作为一种选择设计变量的研究方法。本报告中的以可靠性为基础的方法,经改进后就可推广应用在其它类似结构和各种断裂控制设计上。     

美国航天飞机的起飞和着陆

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终端角度约束制导及制导控制一体化方法综述

针对制导武器终端角度约束下的制导方法和制导控制一体化方法进行综述。首先,对比分析了几种典型的终端角度约束定义,针对二维、三维交战场景构建了面向终端角度约束的制导及制导控制一体化设计的状态空间模型;其次,针对终端角度约束下的制导方法以及制导控制一体化设计方法进行分类、归纳总结与对比;最后,针对终端角度约束制导和制导控制一体化设计中存在的多约束落角控制、信息估计、落角范围估计、协同制导等问题进行了展望。     

基于二阶滑模控制的驾束制导导弹一体化制导系统设计

针对驾束制导导弹,运用超扭曲二阶滑模控制理论,提出了一种一体化制导控制算法。通过充分考虑目标不确定因素以及控制回路未建模状态,建立了一体化制导控制回路的四阶状态方程。运用该状态方程的转移矩阵,重新定义了零能脱靶量(ZEM),使其不再需要估计剩余时间,并将此作为滑模切换面,设计了一体化超扭曲二阶滑模制导律。通过对目标的拦截仿真,结果表明制导线偏差可在有限时间内收敛到零,从而验证了选择新定义的ZEM作为制导律的滑模切换面是有效的。数字仿真结果也表明了该一体化设计方法明显优于不考虑控制回路的传统制导律设计方法。