探月返回跳跃式再入标称轨迹制导律 被引量：2

1

作者 杜昕 刘会龙 黄悦琛 《载人航天》 CSCD 2016年第6期766-773,共8页

针对目前大多数跳跃式再入制导方案在初次再入段采用数值预测-校正算法存在的计算量较大、在线应用困难的问题,提出了一种新的跳跃式再入标称轨迹制导方案。整条标称轨迹通过离线轨迹规划算法得到。在初次再入段,采用非线性预测控制算... 针对目前大多数跳跃式再入制导方案在初次再入段采用数值预测-校正算法存在的计算量较大、在线应用困难的问题,提出了一种新的跳跃式再入标称轨迹制导方案。整条标称轨迹通过离线轨迹规划算法得到。在初次再入段,采用非线性预测控制算法来跟踪阻力加速度-能量剖面,将预测跟踪误差表示为依赖于控制量的截断泰勒展开式,然后寻找使得特定目标函数最小的控制量。进入二次再入段,采用类似于阿波罗末段制导的线性反馈跟踪方式,PID控制器系数通过插值得到。最后,在考虑各种误差的情况下进行了500次蒙特卡洛仿真,仿真结果表明制导律的精度较高,鲁棒性较好。 展开更多

关键词 探月返回 跳跃式再入 标称轨迹制导 非线性预测控制 线性反馈控制

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一种末端能量管理段结合PD控制的标称轨迹制导律 被引量：1

2

作者 陈阳 《空间控制技术与应用》 CSCD 北大核心 2016年第3期58-62,共5页

为了提高制导律的精度和适应性,针对大升阻比再入飞行器的末端能量管理段(TAEM段)的飞行特性,提出一种飞行轨迹制导律.该方法的制导律由标称制导指令和PD控制指令两部分组成,标称制导指令由离线生成的标称轨迹的几何特性结合飞行器的飞... 为了提高制导律的精度和适应性,针对大升阻比再入飞行器的末端能量管理段(TAEM段)的飞行特性,提出一种飞行轨迹制导律.该方法的制导律由标称制导指令和PD控制指令两部分组成,标称制导指令由离线生成的标称轨迹的几何特性结合飞行器的飞行状态实时生成,PD控制指令则由飞行器当前飞行状态与期望飞行状态的误差计算生成.该方法经数学仿真表明,具有较好的控制效果. 展开更多

关键词 PD控制 标称轨迹 TEAM段 制导律设计

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空间系绳系统的动力学建模与轨迹跟踪控制 被引量：4

3

作者 王长青 张马林 +1 位作者 李爱军 扎伯罗特诺夫.尤里 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2014年第6期895-899,995,共6页

针对绳系子星远距离释放的情况,考虑展开控制机构特性、系绳弹性和质量,基于牛顿力学分析方法建立了空间系绳系统在地心惯性坐标系下的动力学方程。基于此简化模型,运用改进的标称张力控制律,优化得到系绳展开的标称轨迹;为了实现对标... 针对绳系子星远距离释放的情况,考虑展开控制机构特性、系绳弹性和质量,基于牛顿力学分析方法建立了空间系绳系统在地心惯性坐标系下的动力学方程。基于此简化模型,运用改进的标称张力控制律,优化得到系绳展开的标称轨迹;为了实现对标称轨迹的跟踪,基于考虑控制机构力限制的非典型最优准则,设计了比例微分控制器来调节张力控制量;采用文中修正控制律对空间系绳系统远距离展开过程作了数值仿真,并且依据仿真曲线分析了系绳横纵向振动特性及子星运动规律。结果表明,本文的简化模型有效地反映了空间系绳系统展开的动力学特性,且在系统实际展开过程中实现了对标称轨迹的跟踪。这为今后远距离系绳展开与控制提供了理论参考。 展开更多

关键词 空间系绳系统 标称轨迹 轨迹跟踪控制 惯性坐标系

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基于间接Radau伪谱法的滑翔段轨迹跟踪制导律 被引量：11

4

作者 廖宇新 李惠峰 包为民 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期1398-1405,共8页

针对高超声速飞行器滑翔段制导问题,提出一种利用间接Radau伪谱法求解最优反馈控制律的全状态标称轨迹跟踪制导律。将标称轨迹跟踪问题转化为线性时变系统状态调节器问题,基于Pontryagin极大值原理进一步将状态调节器问题转化为线性两... 针对高超声速飞行器滑翔段制导问题,提出一种利用间接Radau伪谱法求解最优反馈控制律的全状态标称轨迹跟踪制导律。将标称轨迹跟踪问题转化为线性时变系统状态调节器问题,基于Pontryagin极大值原理进一步将状态调节器问题转化为线性两点边值问题;利用间接Radau伪谱法求解所得的线性两点边值问题,获得最优反馈控制律,并在此基础上设计了易于在线执行的闭环轨迹跟踪制导律。数值仿真结果表明,该制导律对飞行器初始状态量的较大范围偏差和飞行环境参数的有限扰动不敏感,具有良好的鲁棒性,并且能够满足实时性的需求。 展开更多

关键词 滑翔段制导 标称轨迹跟踪 间接Radau伪谱法 最优反馈控制律

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火星着陆器进入段轨迹优化与制导研究进展 被引量：3

5

作者 姚晗诚 齐瑞云 《航天控制》 CSCD 北大核心 2021年第4期3-12,共10页

根据火星着陆器在进入段的飞行状况,分析并总结可能遭遇的困难与挑战;在间接法和直接法两方面概述飞行器轨迹优化方法,阐述当前飞行器轨迹优化研究现状以及火星着陆器进入段轨迹优化的应用情况;以标称轨迹制导法和预测校正制导法两方面... 根据火星着陆器在进入段的飞行状况,分析并总结可能遭遇的困难与挑战;在间接法和直接法两方面概述飞行器轨迹优化方法,阐述当前飞行器轨迹优化研究现状以及火星着陆器进入段轨迹优化的应用情况;以标称轨迹制导法和预测校正制导法两方面分析火星着陆器进入段制导研究现状,并比较两种制导方法的优缺点,最后对火星着陆器未来研究方向做了展望。 展开更多

关键词 轨迹优化 制导方案 不确定性 标称轨迹制导法 预测校正制导法

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高超声速飞行器改进阻力加速度剖面设计

6

作者 王哲浩 李田 +2 位作者 闫海冬 胡玉东 高长生 《现代防御技术》 北大核心 2024年第2期115-123,共9页

针对高超声速飞行器在滑翔段标称轨迹制导过程中的阻力加速度剖面设计问题,提出了一种改进的阻力加速度剖面设计方法。为增大飞行器滑翔段航程,改善飞行状态参数,设计了以能量倒数为自变量的二次函数形式剖面,通过改变剖面中点处阻力加... 针对高超声速飞行器在滑翔段标称轨迹制导过程中的阻力加速度剖面设计问题,提出了一种改进的阻力加速度剖面设计方法。为增大飞行器滑翔段航程,改善飞行状态参数,设计了以能量倒数为自变量的二次函数形式剖面,通过改变剖面中点处阻力加速度值的方式对剖面形状进行调整,以满足高超声速飞行器各项约束。仿真结果表明,与传统二次函数阻力加速度剖面进行对比,该阻力加速度剖面能够增加最大滑翔距离,并改善飞行状态参数,能支持飞行器完成禁飞区绕飞任务。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 标称轨迹制导 滑翔段 轨迹规划 阻力加速度剖面 过程约束

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基于深度高斯过程的飞行冲突探测方法研究 被引量：2

7

作者 陈正茂 刘洪 林毅 《电子科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期261-266,共6页

为了更加准确地建立航班飞行轨迹的时序特征,该文引入了高斯过程预测航班飞行轨迹。考虑机动环境运动目标的非线性特征,将高斯过程与深度置信网络相结合形成深度高斯过程,将其用于预测航班飞行轨迹。同时基于预测的航班飞行轨迹,实现了... 为了更加准确地建立航班飞行轨迹的时序特征,该文引入了高斯过程预测航班飞行轨迹。考虑机动环境运动目标的非线性特征,将高斯过程与深度置信网络相结合形成深度高斯过程,将其用于预测航班飞行轨迹。同时基于预测的航班飞行轨迹,实现了概率型基于深度高斯过程的飞行冲突探测算法。在引入蒙特卡罗思想和马尔科夫链蒙特卡罗采样算法基础上,提出了求解冲突探测算法的方法。基于深度高斯过程的航班飞行轨迹预测方法不仅可以预测航班飞行的标称轨迹,还可以预测各时刻位置可信区间的概率分布,这些特征为概率型飞行冲突探测打下了良好的数据基础。通过真实历史数据的仿真实验说明,该算法较基线算法具有更高的精度和稳定性,将其应用到飞行冲突探测中可获得更低的虚警率和更多的预警时间提前量。 展开更多

关键词 冲突探测 可信区间 深度置信网络 高斯过程 标称轨迹 轨迹预测

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空间系绳系统展开的滑模变结构控制 被引量：3

8

作者 王长青 韦汉林 +1 位作者 李爱军 扎伯罗特诺夫.尤里 《控制理论与应用》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期70-76,共7页

为了增强空间系绳系统展开过程的抗干扰性,本文提出了空间系绳系统展开运动轨迹跟踪的滑模变结构控制方法.考虑大气摄动和无模型摄动建立了空间系绳系统展开运动动力学模型.基于遗传算法,针对两阶段展开方式,采用最优振荡阻尼张力控制... 为了增强空间系绳系统展开过程的抗干扰性,本文提出了空间系绳系统展开运动轨迹跟踪的滑模变结构控制方法.考虑大气摄动和无模型摄动建立了空间系绳系统展开运动动力学模型.基于遗传算法,针对两阶段展开方式,采用最优振荡阻尼张力控制律和等分时张力控制律设计了展开运动标称轨迹.为了实现轨迹的鲁棒跟踪,采用考虑展开长度的等效控制和连续函数幂次趋近律切换控制设计了滑模变结构控制器.仿真结果表明,所提出的控制方法有效增强了空间系绳系统展开运动的动态性能及鲁棒性. 展开更多

关键词 空间系绳系统 展开运动 动力学模型 标称轨迹 轨迹跟踪 滑模控制

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太阳同步卫星双星组网维持策略 被引量：2

9

作者 王西京 谭炜 刘帆 《飞行器测控学报》 2004年第1期50-54,共5页

某准共面星座由两颗相位差为180.的太阳同步卫星组成.在对其进行轨道维持时,需综合考虑相位差和地面轨迹范围两方面的限制.然而,由于这两颗卫星的轨道倾角存在差异,使得在轨道维持过程中不能同时满足相位差和地面轨迹的要求.为解决上述... 某准共面星座由两颗相位差为180.的太阳同步卫星组成.在对其进行轨道维持时,需综合考虑相位差和地面轨迹范围两方面的限制.然而,由于这两颗卫星的轨道倾角存在差异,使得在轨道维持过程中不能同时满足相位差和地面轨迹的要求.为解决上述问题,本文提出了调整地面参考轨迹的方法,实践证明有效. 展开更多

关键词 太阳同步卫星 标称轨迹 相位差 轨道倾角 轨道控制 组网

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高升阻比再入飞行器阻力加速度设计及跟踪制导 被引量：3

10

作者 蔺君 黄盘兴 何英姿 《空间控制技术与应用》 CSCD 北大核心 2020年第1期16-23,36,共9页

以无量纲能力为函数,采用参数化表示的分段线性函数描述标称阻力加速度剖面.在部分近似下,得到以无量纲能量描述的再入纵向航程解析解.将热流、过载、动压约束转化为阻力加速度剖面的边界值,利用全局优化方法,得到满足给定射程的阻力加... 以无量纲能力为函数,采用参数化表示的分段线性函数描述标称阻力加速度剖面.在部分近似下,得到以无量纲能量描述的再入纵向航程解析解.将热流、过载、动压约束转化为阻力加速度剖面的边界值,利用全局优化方法,得到满足给定射程的阻力加速度剖面.通过调整目标函数阻尼因子,得到更为光滑的阻力加速度剖面,并将其作为标称阻力加速度剖面.基于反馈线性化方法,设计非线性跟踪控制器,实现对标称阻力加速度剖面的跟踪.设计航向角误差走廊,通过航向角误差调整倾侧角符号,控制飞行器横向航程.以CAV-H飞行器为例,设计数值仿真算例.仿真结果表明,最优阻力加速度剖面可满足再入约束及航程需求,跟踪控制器可快速求解制导指令,具有良好的跟踪性能. 展开更多

关键词 阻力加速度 跟踪控制 反馈线性化 标称轨迹制导 全局优化 航向角误差走廊

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基于高度跟踪的末端能量管理段制导

11

作者 句美琪 何英姿 《空间控制技术与应用》 2014年第4期42-46,共5页

针对一类可重复使用飞行器的末端能量管理段制导问题进行研究.末端能量管理系统通过能量-待飞距剖面对飞行器实施制导,并对能量加以控制,引导飞行器到达安全的着陆窗口.采用基于系统线性化和退步设计原理生成纵向的高度控制系数和横向... 针对一类可重复使用飞行器的末端能量管理段制导问题进行研究.末端能量管理系统通过能量-待飞距剖面对飞行器实施制导,并对能量加以控制,引导飞行器到达安全的着陆窗口.采用基于系统线性化和退步设计原理生成纵向的高度控制系数和横向航迹的控制系数,并简化了制导律的设计参数,给出定常的PD控制系数.在完成标称轨迹离线规划的基础上,纵横向综合制导最终使飞行器满足着陆窗口的要求.通过对不同误差条件的仿真分析,显示了该方法对各种偏差摄动条件具有良好的鲁棒性. 展开更多

关键词 可重复使用飞行器 末端能量管理段 标称轨迹制导

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考虑不确定性的火星进入制导方法研究进展

12

作者 江秀强 李爽 《控制与信息技术》 2019年第4期6-11,共6页

当前,火星大气进入的初始状态不确定性和动力学参数不确定性已经成为制约火星进入制导技术发展的瓶颈,为进一步提高火星进入制导的精度,考虑不确定性的火星进入制导技术成为了近年来的研究热点。文章对火星进入制导技术发展的主要挑战... 当前,火星大气进入的初始状态不确定性和动力学参数不确定性已经成为制约火星进入制导技术发展的瓶颈,为进一步提高火星进入制导的精度,考虑不确定性的火星进入制导技术成为了近年来的研究热点。文章对火星进入制导技术发展的主要挑战和现有方法进行了梳理,对考虑不确定性的火星进入制导技术的改进发展现状进行了分类总结,并对存在的主要问题和可能的解决途径进行了分析和展望。 展开更多

关键词 轨迹规划 火星进入制导 不确定性 标称轨迹制导 预测校正制导 鲁棒优化

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高速变形飞行器制导控制一体化设计方法

13

作者 何昊 王鹏 《航空学报》 CSCD 北大核心 2024年第S1期299-312,共14页

针对高速变形飞行器制导和姿态回路耦合特性强所导致的分离设计难问题,以反步法和固定时间滑模控制方法作为基础,利用变形飞行器的变形特性,设计了一种考虑飞行器变形特性的制导控制一体化方法。首先建立了飞行器在变形条件下的六自由... 针对高速变形飞行器制导和姿态回路耦合特性强所导致的分离设计难问题,以反步法和固定时间滑模控制方法作为基础,利用变形飞行器的变形特性,设计了一种考虑飞行器变形特性的制导控制一体化方法。首先建立了飞行器在变形条件下的六自由度完整运动模型,并推导了含有变形附加项的严格反馈形式制导控制一体化模型。随后结合反步法与固定时间滑模控制方法提出了一种新的制导控制一体化设计方法,并通过Lyapunov理论证明了系统的稳定性。最后,在不变形情况下进行了传统方法与所提出设计方法的对比,验证了新方法的快速性和有效性;在有无变形情况下进行了新方法的对比,验证了变形情况下制导控制一体化设计的优越性。 展开更多

关键词 变形飞行器 制导控制一体化 反步控制 固定时间滑模控制 标称轨迹跟踪

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高超声速飞行器大横向机动再入混合制导方法

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作者 黄盘兴 严晗 赵雪峰 《战术导弹技术》 北大核心 2020年第5期121-126,138,共7页

针对大升阻比高超声速滑翔飞行器大横向机动再入制导问题,提出一种数值预测校正与标称轨迹跟踪分段式混合制导方法。在再入初期采用数值预测校正制导,自适应补偿大横向机动的航程损失,再入后期当横向角偏差较小时采用基于轨迹在线规划的... 针对大升阻比高超声速滑翔飞行器大横向机动再入制导问题,提出一种数值预测校正与标称轨迹跟踪分段式混合制导方法。在再入初期采用数值预测校正制导,自适应补偿大横向机动的航程损失,再入后期当横向角偏差较小时采用基于轨迹在线规划的LQR高精度标称轨迹跟踪制导。为了高精度匹配终端的高度与速度约束,提出一种二维变量搜索的拟平衡滑翔轨迹在线规划算法。蒙特卡洛打靶仿真验证了混合制导算法的精度与鲁棒性。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 大横向机动再入 混合制导 数值预测校正 轨迹在线规划 标称轨迹跟踪

原文传递