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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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载人飞船全系数自适应再入升力控制 总被引:7,自引:0,他引:7
本文从控制角度分析载人飞船再入升力控制的特点,将全系数自适应控制方法应用于载人飞船的升力控制研究中,并就落点精度、最大过载、燃料消耗、姿态平稳性等几方面,同制导理论中经典的标准弹道升力控制、落点预报算法中的PID算法进行了仿真比较,证明了本文方法的优越性。 相似文献
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文提出一种关于再入飞行器程序机动飞行的制导方案。该方案利用辐射传感装置,精确地确定再入飞行器机动起点的位置。再利用捷联式惯导系统控制飞行器的落点。 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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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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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
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针对比例导引法在弹道导弹再入段误差修正时可能引起的导弹攻角和侧滑角变化剧烈的问题,提出了一种基于分步过渡的再入段组合导引法,并采用了一种考虑弹道倾角增量和弹道偏角增量变化范围的过渡段计算方法。仿真结果表明,改进的组合导引法减小了侧滑角和横向过载的变化范围,并减弱了两种导引法交班段的攻角、侧滑角和过载突变问题,在保证导弹末段飞行稳定控制的同时减小了再入段误差对导弹射击精度的影响。 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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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
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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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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
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为了满足飞行器协同飞行任务需求,本文研究了带有时间约束的再入滑翔轨迹设计方法。首先,建立了合理假设条件下的再入滑翔运动模型,并且提出了一种再入滑翔轨迹分段方法。其次,针对不同飞行段特点及任务需求,分别设计了各段导引律。其中,重点推导了滑翔段飞行剩余时间和剩余航程的解析解,将剩余飞行时间与末制导交班点速度建立对应关系,运用解析预测-校正思想,通过在时间调整段和能量调整段调节倾侧角翻转时机和幅值,同时满足末端能量和时间约束。最后,通过理论分析与仿真校验说明了本方法的有效性及鲁棒性。 相似文献