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1.
考虑禁飞区规避的预测校正再入制导方法 总被引:2,自引:2,他引:0
针对升力式高超声速飞行器再入滑翔侧向制导问题,提出了一种考虑禁飞区规避的预测校正制导方法.纵向制导采用落点误差预测与指令校正相结合的方式,不断更新倾侧角的幅值,实时修正轨迹纵程.侧向制导设计了一种倾侧角反转逻辑的切换机制,利用航向角误差走廊和航向角导向区域控制飞行器的侧向运动.CAV-H再入滑翔飞行器制导仿真实例表明,该方法不依赖于标准再入轨迹,能够导引飞行器规避禁飞区约束.Monte Carlo仿真验证表明,在随机初始扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性. 相似文献
2.
针对载人探月飞船高速再入返回问题,提出了一种短航程低过载的再入解析预测校正制导方法。引入大升阻比航天器滑翔式再入的概念,通过设定再入过程中滑翔段轨迹形式,利用轨迹参数描述滑翔段轨迹,推导出预测航程的解析公式。为使终端误差满足要求,通过试位法校正轨迹参数,并换算得到倾侧角制导指令。在偏差条件下进行仿真,实现了飞船2100km任务航程下400~450s内以低于6.5g 0的过载再入,结果表明,所提制导方法具有较高的精度和较强的鲁棒性,为载人探月飞船应急快速返回提供了参考思路。 相似文献
3.
基于预测校正方法的RLV再入制导律设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对高超声速可重复运载器RLV(Reusable Launch Vehicles)的再入飞行问题,利用数值预测校正方法与准平衡滑翔条QEGC(Quasi-Equilibrium Glide Condition)相结合的方法在线设计同时满足热流、法向过载和动压等轨迹约束与末端精度要求的倾侧角制导律.建立三自由度动力学方程,确定初始条件、末端精度要求和轨迹约束要求;然后详细阐述预测校正方法和准平衡滑翔条件的原理,再利用预测校正方法设计制导律,用QEGC把约束转换为对倾侧角制导律的上界,通过限制倾侧角的幅值来限制约束.最后在计算机上进行制导仿真,并考虑初始条件不确定性,进行蒙特卡洛仿真,通过分析仿真结果,证明利用预测校正方法结合准平衡滑翔条件可以快速的设计出满足末端精度要求和轨迹约束的制导律,并对初始条件不确定性有较好的鲁棒性. 相似文献
4.
基于能量的高超声速飞行器再入混合制导方法 总被引:4,自引:1,他引:3
针对大升阻比高超声速飞行器滑翔再入制导问题,提出一种基于能量的混合制导方法.建立以能量为自变量的三自由度运动学方程,利用拟平衡滑翔特性将过程约束转换成倾侧角约束.纵向制导在初始下降段采用固定数值倾侧角飞行,在拟平衡滑翔段基于剩余航程随能量单调变化的特性将标准轨迹进行分段,然后分段进行在线预测校正制导.侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的倾侧角反转逻辑,以保证侧向制导精度.分析研究和仿真结果表明该方法易于实现,有效减小了制导指令的解算时间,制导和落点精度高,且对再入初始偏差及过程扰动不敏感. 相似文献
5.
探月飞船预测-校正再入制导律设计 总被引:2,自引:0,他引:2
针对以第二宇宙速度返回的探月飞船再入制导律设计问题,采用一种数值预测一校正的预测制导法,分析了飞船配平攻角的飞行特性,建立了再入三自由度运动方程。进而详细介绍了预测一校正及其纵向、横向制导律的基本原理。通过标准初始状态、有误差初始状态两种条件下的仿真分析,表明这种预测一校正制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。 相似文献
6.
针对高超声速变形飞行器再入制导问题,提出了一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器外形方案,建立了含有展长变形量的气动模型和动力学模型。将该变形飞行器的展长变形量扩展为控制变量,分析了倾侧角、展长变形量和终端航程、高度之间的关系。在此基础上,利用倾侧角和展长变形量在线预测剩余航程和终端高度,通过数值方法校正2个控制量以满足航程约束和高度约束,通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明:该变形飞行器再入制导方法制导精度高,相比于传统固定外形飞行器终端约束能力更强、轨迹更加平滑,且在扰动条件下具有一定鲁棒性。 相似文献
7.
考虑具有终端约束和过程约束的探月返回飞行器再入轨迹设计问题,通过将性能指标泛函定义为再入终端位置误差的平方和,再入轨迹设计问题转化为具有过程约束和状态方程约束的优化问题.首先仅考虑状态方程约束,利用最大值原理,得到该优化问题的必要条件,选取间接法中的共轭梯度算法求解最优控制量.进而针对轨迹约束问题,研究了再入过载和轨道飞行段飞行距离与航迹角以及倾侧角的关系,在此基础上,提出了采用调整初始倾侧角序列的方法实现过程约束.该算法克服了罚函数方法中需要调节参数较多的问题,并且物理意义明确,实现简单.最后,给出了Apollo再入轨迹优化的数值仿真算例,验证了所给出算法的有效性. 相似文献
8.
在考虑热流、过载、动压以及开伞点参数等多种约束条件下,针对低升阻比返回舱月面返回再入轨迹优化设计问题,基于分段线性倾侧角参数化策略,提出了采用合作进化算法进行参数优化的策略来实现再入轨迹的快速高精度优化设计.首先采用以能量为自变量的分段线性倾侧角控制参数化策略,将连续最优控制问题转化为有限维参数寻优问题,然后基于逃逸粒子群算法和自适应差分进化算法的合作进化算法求解该问题.数值仿真验证了倾侧角参数化策略的正确性,对比试验分析表明合作进化算法较传统进化算法有更快的收敛速度和更高的优化精度的综合性能,更加适合月面返回再入轨迹优化设计问题的求解. 相似文献
9.
研究了以第二宇宙速度返回地球的载人探月飞船的再入制导律设计问题.针对基于落点分析的数值预测-校正算法不能有效满足再入过程的气动过载约束条件的问题,提出一种基于解析计算的常值气动过载算法与基于数值积分的预测-校正技术相结合的融合再入制导方案,在线生成了同时满足过载约束和落点精度要求的再入轨迹.数值仿真表明提出的制导算法不仅能满足达到高精度着陆的要求,还能满足气动过载约束要求.在一定的再入初始条件下,探月返回飞船可以不必采用逻辑复杂的阿波罗式跳跃再入方案.这一方案可为即将展开的载人探月活动制定月-地返回轨道和再入策略提供参考. 相似文献
10.
为适应高超声速再入滑翔飞行器高动态、多约束的特点,提出了一种快速轨迹优化方法.轨迹优化时将倾侧角控制曲线表示为飞行器能量参数的分段线性函数,从而使纵向轨迹优化问题转化为多维非线性规划问题,并采用序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)方法进行优化求解.横侧向轨迹控制采用偏航角跟踪视线角的方法,设计了视线角误差走廊边界随速度变化的取值,研究了倾侧角反转策略,避免了传统优化中求解倾侧角反转时刻所需的迭代运算.仿真结果表明:该轨迹优化方法在一般高性能微机上生成一条约10 000 km左右的飞行轨迹耗时约5 s,具有较快的优化速度,且精度较高,有一定的工程应用价值 . 相似文献
11.
悬停和前飞是昆虫常用的两种飞行状态,研究昆虫在这两种状态下的动稳定性问题对昆虫飞行动力学研究工作具有重要意义.基于"平均模型"和小扰动线化的思想,给出了昆虫绕平衡点处纵向和横向的小扰动运动方程;通过计算流体力学方法获得气动导数,并利用特征模态分析法求解运动方程,研究了蜂蝇悬停和前飞时的动稳定性.结果证明,悬停时纵向和横向扰动运动均存在不稳定模态,悬停是不稳定的;前飞时,纵向扰动运动的不稳定模态的倍幅期较悬停时减小,其纵向不稳定性逐渐增强,而横向不稳定性较悬停时减弱,趋于较弱或中性的稳定;前飞是不稳定的. 相似文献