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迭代制导在运载火箭上的应用研究 总被引:2,自引:0,他引:2
迭代制导是直接终端制导,是运载火箭路线自适应制导方法的一种。从20世纪60年代末开始,在运载火箭上得到了广泛的应用。它的主要特点是制导精度高、任务适应性强、箭上飞行软件简单、对地面诸元准备要求相对较低。迭代制导基于火箭自适应制导的基本原理:即对于确定的目标轨道,最优飞行程序是瞬时飞行状态和瞬时视加速度的复杂函数,利用简化形式下最优控制求解的必要条件,对火箭末级的关机时间进行迭代,可以得到一套解析制导方程。基于运载火箭的实际飞行情况,建立了迭代制导的工程计算模型,并结合某型号进行大量的实例计算分析,对迭代制导的制导精度、自适应能力等方面进行研究。 相似文献
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赵汉元 《运载火箭与返回技术》2001,22(1):38-42
载人飞船再入轨道和再入制导规律设计是载人飞船成功返回的关键技术。文章综合介绍再入轨道设计方法,用变υ(t)来满足轨道设计的要求;研究了再入纵向制导纵向制导和侧向制导,用极大值原理确定纵向制导反馈增益系数,引入“漏斗式”的侧向制导,其制导效果良好;利用转移矩阵进行姿态控制可以解决欧拉角交边和奇异问题;对载人飞船返回再入段GNC一体化设计提出了迭代方法。 相似文献
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小型固体运载火箭迭代制导方法研究 总被引:4,自引:2,他引:4
通过引入“平均引力”的简化假设 ,利用Pontiyagin极小原理推导了一组可自动起步 ,满足 1~ 5个卫星轨道终端条件的迭代制导方程 ,并应用于小型固体运载火箭三级飞行段、滑行段以及入轨段的制导控制 相似文献
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为了提高火箭的入轨精度和轨道适应能力,我国在新一代运载火箭末级中采用了迭代制导技术,俯仰、偏航程序角根据火箭运动状态和目标轨道参数实时变化,目前工程设计中仍按照固定程序角方式开展稳定性分析。本文推导出迭代制导程序角与火箭速度、位置之间的线性关系式,在国内首次提出了迭代制导情况下的稳定性分析方法,并以新一代运载火箭为例进行了实例计算,结果表明此分析方法正确、可行,具有一定的参考价值。 相似文献
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载人飞船再入轨道和再入制导规律设计是载人飞船成功返回的关键技术.文章综合介绍再入轨道设计方法,用变ν(t)来满足轨道设计的要求;研究了再入纵向制导和侧向制导,用极大值原理确定纵向制导反馈增益系数,引入"漏斗式"的侧向制导,其制导效果良好;利用转移矩阵进行姿态控制可以解决欧拉角交连和奇异问题;对载人飞船返回再入段GNC一体化设计提出了迭代方法. 相似文献
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针对多子级全固体运载火箭在终端多约束下的耗尽关机制导问题,设计了一种基于“助推-滑行-助推”飞行模式的真空段自主制导方法。根据轨道动量矩守恒定律,推导出一种同时具有速度和位置矢量约束的定点制导算法(PA)。在PA理论基础上,建立了满足能量匹配的滑行轨道非线性方程组并降阶至一维迭代求解,解决了多级固定总冲约束的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明:该算法对固体运载火箭模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,并对多终端轨道任务(不同轨道高度和不同载荷质量)具有较强的自适应能力,因此该算法具有重要的理论意义和工程应用价值。 相似文献
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从准确、精确到精益求精——载人航天推动运载火箭制导方法的发展 总被引:1,自引:0,他引:1
随着惯性器件精度的提高以及组合导航技术的应用,制导工具误差对火箭入轨精度的影响所占的权重逐渐降低,至交会对接任务,制导方法误差首次超过了工具误差,且仅方法误差一项就已超过了总误差,这促进了制导方法的研究以及迭代制导在我国运载火箭上的应用与推广.本文对运载火箭制导方法的发展进行了回顾,重点对迭代制导的原理、载人运载火箭迭代制导的特点及应用效果进行了介绍.在此基础上针对任务的多样性,对未来交会对接任务的制导方法提出了改进建议. 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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针对需要满足一定入轨姿态约束的发射任务,研究一种带有入轨姿态角约束的迭代制导算法在运载火箭中的应用。该制导算法在传统迭代制导算法的基础上,将控制姿态角的最优解析表达式,通过二阶近似,展开为与时间相关的二次函数,可以同时满足入轨点速度、位置和姿态角约束。阐述了迭代制导的基本原理,给出带有姿态角约束的迭代制导算法的推导公式。在有相同姿态角约束的条件下,该算法能够保证入轨精度,与传统迭代制导算法相当,且对姿态角约束有较好的控制效果,运载能力损失较少。仿真结果表明,该算法对故障工况及不同姿态角约束具有一定的适应能力。 相似文献
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针对空天飞行器研究助推段牛顿迭代制导初值生成方法.采用牛顿迭代法求解助推段制导参数,推导了迭代制导算法公式.重点分析了影响收敛精度的主要因素,针对迭代初值对其有较大影响的问题,提出了将理论推导与数据插值融合的迭代初值求解算法.仿真结果表明,此算法可以实现空天飞行器助推段迭代初值与制导参数的快速生成,收敛精度满足设计要求. 相似文献
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航天器再入制导方法综述 总被引:8,自引:0,他引:8
航天器再入制导方法国内外已有不少的学者进行了研究。本文对国内学者这方面的工作作一综述。目前国内研究的大多为有标准轨道的再入制导方法,且从最优原理出发对再入标准轨道进行了优化。对纵向再入制导规律也找出了最佳增益系数。侧向制导采用漏斗型开关曲线其效果良好。预测制导方法也开始了研究工作。 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