傾側
- 一種近似解析的再入滑翔飛行器可達域快速生成方法
巨平等[5]選取傾側角為時間的分段常值函數,采用遺傳算法來求解一系列的軌跡優(yōu)化問題。王濤等[6]提出一種基于Gauss偽譜法的再入可達域計算方法,采用固定的攻角剖面,僅對傾側角進行單變量尋優(yōu)。此外,還有一些研究者打破了剖面假設、擬平衡滑翔假設等藩籬,設計了其他類型的可達域求解方法,如基于虛擬目標點[7]、基于直接法[8-11]等。相比基于剖面的求解方法,這些新方法不需要設計相關剖面,其可達域范圍更大且更接近實際值。如藺君等[12]對攻角、傾側角進行參數化,
航天控制 2023年4期2023-09-04
- 基于強化學習的禁飛區(qū)繞飛智能制導技術
相結合的方式更新傾側角的幅值，側向制導設計了一種傾側角反轉邏輯的切換機制，利用航向角誤差走廊和航向角導向區(qū)域控制飛行器的側向運動。趙亮博等［9］開展了基于虛擬目標導引的高速飛行器禁飛區(qū)規(guī)避制導方法研究，結合Dubins 曲線軌跡規(guī)劃方法與比例導引方法實時跟蹤虛擬目標，實現飛行器對禁飛區(qū)的規(guī)避制導。章吉力等［10-11］對禁飛區(qū)影響下的空天飛機可達區(qū)域計算方法進行了研究，從極限繞飛軌跡與禁飛區(qū)的切點出發(fā)，提出繞過禁飛區(qū)后的可達區(qū)域計算方法，并研究一種考慮禁飛
航空學報 2023年11期2023-07-29
- 高超聲速滑翔飛行器運動性能分析
的定量研究,分析傾側角對飛行速度、飛行高度和過程約束的影響[9],采用逆向席卷法求解最優(yōu)修正軌跡的反饋控制量[10]、自適應全階終端無抖振滑模控制律[11]和改進的自適應偽譜法求解策略[12]指導軌跡優(yōu)化和制導方法設計;還有一類則旨在對HGV的復雜運動軌跡進行預測,基于低軌雙星系統(tǒng)對目標的定位跟蹤性能研究基于CV、CA、CS模型的無跡卡爾曼濾波跟蹤精度[13],或將對目標機動特性的分析融入到預測算法的設計過程之中[14],以實現對HGV的復雜機動彈道進行精
計算機仿真 2023年5期2023-07-03
- 帶傾側角約束STT形式及BTT形式的機動飛行器速度控制方法
賈平會，程云鵬帶傾側角約束STT形式及BTT形式的機動飛行器速度控制方法顏楚雄，宋加洪，秦緒國，賈平會，程云鵬（北京航天長征飛行器研究所，北京，100076）隨著飛行任務的變化，對機動飛行器進行速度控制時的運動姿態(tài)提出了新的要求。為了提高速度控制精度以及拓展該方法在多種控制方式中的應用范圍，首先，利用高斯偽譜法（Gauss Pseudospectral Method，GPM）生成理想速度曲線，為飛行器作速度控制提供可靠的速度參考曲線；然后，提出了帶傾側角約
導彈與航天運載技術 2023年1期2023-03-09
- 滑翔導彈軌跡跟蹤與能量管理模型設計與仿真
4-5］通過規(guī)劃傾側角-速度剖面模型構建H-V 再入走廊，結合航向誤差走廊模型優(yōu)化傾側反轉時機，在滿足終端高度、速度約束的同時，將航向角誤差控制在一定范圍內。在此基礎上，傅瑜［6-7］基于預測制導模型，通過在線積分得到末端狀態(tài)并以迭代的方式實現控高控速的目的。但是由于上述模型全程采用基于彈道偏角誤差門限的傾側翻轉邏輯進行橫側向通道軌跡控制，存在橫側向航跡不固定、位移偏差大的問題，并不適用于有著嚴格禁飛安全距離約束的滑翔導彈。綜上所述，考慮到現有模型在跟蹤滑
系統(tǒng)仿真技術 2022年4期2023-01-17
- 基于強化學習的再入飛行器“新質”走廊在線生成技術
角誤差走廊來確定傾側角的符號,當橫向控制量到達走廊邊界時,傾側角符號翻轉。本文旨在研究基于強化學習的再入飛行器“新質”走廊在線生成技術,打破傳統(tǒng)預測校正制導等方法中固有的走廊約束,在滿足飛行過程約束(熱流率、過載、動壓等約束)和中末交班點約束的前提下,通過飛行器與環(huán)境大量交互“試錯”,并借鑒人類基于反饋來調整學習策略的思想,設置有效的獎勵(反饋)引導,利用強化學習中PPO算法訓練飛行器傾側角制導模型,顛覆現有制導方法在橫向走廊/縱向剖面的約束,實現飛行器基
航空學報 2022年9期2022-10-12
- 基于深度強化學習與高度速率反饋的再入制導方法
路徑約束轉換為對傾側角幅值的約束。對于具有高升阻比的高超聲速飛行器而言，另一個需要關注的現象是：在再入滑翔過程中，飛行器高度會呈現一種周期性振蕩的現象。這種振蕩會使飛行器逾越路徑約束，甚至使準平衡滑翔條件失效，嚴重影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性。文獻[8]在預測校正制導方法的基礎上，設計了一種參數化的反饋控制律，可以根據飛行器高度變化速率進行傾側角幅值修正來抑制振蕩現象。文獻[9]則是以高度變化率及空速為輸入，設計模糊控制器對傾側角幅值進行調節(jié)來抑制振蕩。但是這兩種方法
無人系統(tǒng)技術 2022年4期2022-09-27
- 基于禁飛區(qū)規(guī)避的高超聲速飛行器再入制導律設計
跡角和航向角；為傾側角；為地球自轉角速率，由于地球自轉影響較小，我們通?？梢院雎栽擁?，從而簡化式（5）～（7）為由于是無動力滑翔再入，采用零側滑角飛行，所以上述動力學方程的控制量主要是攻角和傾側角，通過控制攻角能夠控制升力和阻力大小，通過控制傾側角的幅值和方向能夠控制航跡角與航向角；通常對于大升阻比飛行器，攻角設計時主要考慮熱防護效應。結合再入制導問題，由于攻角的調節(jié)代價遠高于傾側角的調節(jié)代價，再入飛行器一般選擇用預定攻角剖面飛行，攻角采用與飛行速度有關的
空天防御 2022年2期2022-08-08
- 阻力和升力加速度指令快速解析與跟蹤制導
剩、準平衡滑翔、傾側轉彎和無動力等特點，其制導任務通常是使飛行器在到達給定的待飛縱程時將其高度、速度、航跡方向角、彈道傾角等多個參數控制到期望的值，以實現和下一個飛行段的順利銜接。解決滑翔段制導問題應用較多的制導方法有預測校正制導［1-9］、阻力加速度跟蹤制 導［10-14］、三 維 制 導［15-16］、解 析 制 導［17-21］等。在預測校正制導中，攻角剖面一般事先給定為一個隨速度或馬赫數變化的固定剖面，在制導中攻角僅在給定剖面基礎上做小幅調整。攻角
北京航空航天大學學報 2022年3期2022-03-29
- 基于阻力加速度指令快速解析與跟蹤的中段制導方法
道積分預測以確定傾側角，計算量較大；各種跟蹤制導一般需要先設計參考軌跡或阻力加速度剖面，再對其進行跟蹤。在上述兩大類制導方法中，攻角剖面或參考軌跡的設計是否合理、是否優(yōu)化，在很大程度上影響著制導性能。本文提出一種基于阻力加速度指令快速解析與跟蹤的制導方法，嘗試通過直接解析的方法實現升力式飛行器的準平衡滑翔飛行段制導任務，擺脫制導方法對攻角剖面或參考軌跡的依賴。1 中段制導問題概述假設飛行器已經處于準平衡滑翔飛行狀態(tài)，飛行器當前待飛縱程為L0、高度為h0、速
航天控制 2021年2期2021-11-18
- 基于LSTM 模型的飛行器智能制導技術研究
飛射程并校正一次傾側角的幅值,而在橫向制導中,需要時刻(一般每隔0.1 s)判斷橫程誤差或航向角與視線角的誤差是否超出走廊邊界.因而,對于傾側角這一控制量來說,存在兩個制導周期,其幅值的制導周期是其符號制導周期的上百倍,存在明顯的不匹配.二是,預測校正制導需分別在縱向和橫向制導中對動力學方程進行兩次積分,縱向制導中的積分預測飛行器的待飛射程,橫向制導中的積分確定飛行狀態(tài),進而確定傾側角的符號,兩次積分過程存在明顯的冗余計算,所需要的制導指令解算時間較長.針
力學學報 2021年7期2021-11-09
- 基于縱程解析解的飛行器智能橫程機動再入協(xié)同制導
TT)模式，通過傾側反轉邏輯來控制飛行器側向機動。但目前大多數再入制導問題未考慮時間約束，對協(xié)同再入制導的研究較少。關于時間可控再入制導可以歸結為縱向彈道調整與橫向傾側反轉設計。文獻[11]基于模型預測靜態(tài)規(guī)劃設計了協(xié)同再入制導方法，但該方法并未對終端速度與高度進行約束管理，難以滿足工程實際需求。文獻[12]分析了影響飛行時間的因素，基于反向傳播(BP)神經網絡提出一種時間可控再入制導方法。該方法通過BP神經網絡在線預測剩余飛行時間，進而調整航向角走廊寬度
兵工學報 2021年7期2021-08-28
- 可重復使用運載器多約束魯棒預測校正制導
路點等地理約束,傾側角約束,同時還須考慮再入參數不確定性,這些問題對RLV的再入制導系統(tǒng)設計提出了嚴峻的挑戰(zhàn)。針對過程約束等常規(guī)約束,通常采用預先設置約束走廊對阻力加速度或傾側角進行限制的方式[2-4],以使飛行器不突破再入約束,保證再入過程的安全性。例如文獻[2]將過程約束轉化為阻力-能量走廊,通過設計標稱阻力加速度剖面,并利用其二階導數得到傾側角幅值。Lu[3]提出統(tǒng)一適用的再入預測校正制導方法,較好解決了軌跡高度震蕩和過程約束問題。標稱軌跡與優(yōu)化算法
系統(tǒng)工程與電子技術 2021年5期2021-05-06
- 再入飛行器禁飛區(qū)規(guī)避近似解析制導方法
飛行器轉彎半徑和傾側角的近似解析關系，結合Dubins曲線的路徑規(guī)劃方法生成禁飛區(qū)規(guī)避的制導策略。同時為修正規(guī)避引起的終端誤差，建立基于能量運動模型來解析預測航程，通過割線法對傾側角指令進行迭代修正，實現航程校正控制。通過速度傾角的反饋控制設計，滿足終端高度約束。最后基于CAV-H的數學模型仿真驗證了該算法在禁飛區(qū)繞飛規(guī)避的有效性，滿足終端約束條件且計算效率高、實時性好。1 飛行器運動建模1.1 再入運動方程本文研究的飛行器采用無動力滑翔的方式再入，采取傾
導彈與航天運載技術 2021年2期2021-04-26
- 考慮禁飛區(qū)規(guī)避的空天飛行器分段預測校正再入制導方法
到剩余航程，進行傾側角迭代。文獻[15]以低升力結構的飛行器為背景應用了預測—校正制導，并取得了很高的精度。還有許多學者針對更加具體的任務形式對預測—校正制導做出了一些改進。文獻[16]在火星大氣進入的背景下考慮到傾側角多次反號會產生燃料消耗過多的問題，把預測環(huán)節(jié)引入了側向制導中，給出了只經過一次反轉就使末端橫程為零的側向制導律。文獻[17]應用準平衡滑翔條件(QEGC)來進行攻角設計，進而得到再入軌跡?？紤]到對于高升阻比RLV的QEGC約束過于苛刻，文獻
宇航學報 2021年1期2021-02-23
- 高超聲速滑翔再入飛行器的可達區(qū)快速預測*
前者的關鍵是獲得傾側角的變化規(guī)律，目前有三種方法：①通過偽譜[4-5]或粒子群[6]等數值優(yōu)化方法獲得傾側角的變化規(guī)律；②利用最優(yōu)化原理[7]或再入走廊邊界[8]推出傾側角的控制律表達式；③將傾側角設置為常值[9]。這三種方法的精度、運算量和依賴的先驗信息量是逐漸減小的。可達區(qū)邊界的獲取目前有兩種方法：①遍歷法，即通過計算不同縱程或傾側角條件下的最大橫程彈道，將末段點連接構成邊界；②橢圓近似法，即將可達區(qū)近似為橢圓形，利用最大縱程和最大橫程三個末端點計算橢
國防科技大學學報 2021年1期2021-02-01
- 基于差分進化算法的再入可達域快速計算
題轉化為求解次優(yōu)傾側角控制律問題，進一步將其等價為虛擬目標逼近問題，并將過程約束轉化為傾側角約束，得到再入可達域。根據文獻[7]在分析攻角優(yōu)化問題的基礎上，基于擬平衡滑翔條件結合飛行器再入多種約束，得到再入攻角的設計空間，給出再入攻角剖面設計方法，并應用于再入可達域優(yōu)化。文獻[8]利用擬平衡滑翔條件，通過零值傾側角和最大橫向航程生成虛擬目標集，將再入強約束條件轉化為攻角下邊界約束條件，得到飛行器再入可達域。文獻[9]將可重復使用飛行器再入可達域轉化為參數優(yōu)
中國空間科學技術 2020年4期2020-12-01
- TSTO運載器一級返場軌跡優(yōu)化設計與在線生成
大慣量的機體導致傾側角多次翻轉存在困難，難以采用典型升力式再入飛行器的傾側角翻轉邏輯。最后，一子級外形兼顧高速和低速性能，在寬域范圍內氣動特性變化顯著[20]。上述特點對如何設計軌跡從而兼顧轉向需求、可實現性和光滑平穩(wěn)特性提出了挑戰(zhàn)。一子級返場面臨的另一個突出問題是組合體分離存在明顯的分離擾動，其過程機理復雜、模擬困難[21]。分離擾動將顯著影響飛行器狀態(tài)，造成一子級返場初始狀態(tài)與標稱狀態(tài)存在較大偏差。因此，需要解決大初始偏差條件下一子級返場軌跡在線生成問
航空學報 2020年11期2020-12-01
- 火星大氣進入段抗飽和固定時間阻力加速度跟蹤制導律設計*
計制導律，再通過傾側角反號完成橫向制導。目前橫程和航向角常用于設計傾側角反號邏輯，Lu等[17]利用速度設計了二次型的橫程閾值，進行傾側角切換。郭敏文和Christopher W等[18-19]設計了速度的線性函數作為橫程閾值。利用橫程閾值設計的傾側角邏輯計算相對復雜且計算量大，增加了宇航計算機的運算壓力。夏元清等[12]利用反饋線性化方法將航向角誤差選為一階慣性環(huán)節(jié)設計反號邏輯。趙振華等[20]將航向角誤差閾值設計為常值進行傾側角的切換。該方法在起始速度
飛控與探測 2020年4期2020-08-31
- 基于航路點分段的預測校正再入制導方法
以生成一條合適的傾側角指令，引導空天飛行器沿著新的軌跡飛向目標點。預測校正算法被應用在許多方面，其可行性已在多個環(huán)境的仿真中得到了驗證，主要包括可重復使用的運載火箭再入，月球進入及探月飛行器再入返回，火星進入和精確著陸等。研究人員對預測校正制導算法進行了有針對性的優(yōu)化。基礎的預測校正制導算法由Xue S等在文獻［8］中提出，并通過X-33 測試驗證了算法的有效性。Wang T 等［9］提出了一種基于模糊邏輯的預測校正制導方法，利用龍格-庫塔數值積分實現彈道
無人系統(tǒng)技術 2020年2期2020-07-09
- 多路徑約束下的高超聲速滑翔飛行器再入制導
問題，設計了解析傾側角剖面以滿足再入軌跡航程約束，引入預測校正算法修正傾側角剖面，并基于人工勢場法設計了側向制導方法以滿足在線探測到突發(fā)威脅而形成的多路徑約束。仿真結果驗證了該算法能夠有效解決存在突發(fā)威脅的多路徑約束再入問題。高超聲速滑翔飛行器；多路徑約束；再入制導；人工勢場法0 引 言高超聲速滑翔飛行器（Hypersonic Gliding Vehicle，HGV）作為遠程快速精確打擊系統(tǒng)武器，具有大航程、寬速域、強突防的特點[1,2]。HGV的再入飛行
導彈與航天運載技術 2020年3期2020-06-22
- 高超聲速滑翔飛行器傾側角影響分析
參數主要是攻角和傾側角[2]，所以飛行器滑翔段的彈道特性也主要受攻角和傾側角影響。文獻[3]在縱向平面內分析了平衡滑翔條件下，飛行器狀態(tài)變量與狀態(tài)變量、狀態(tài)變量與過程變量之間的關系，分析了跳躍滑翔條件下，初始狀態(tài)對彈道特性的影響。文獻[4]利用平衡滑翔條件，構建了高超聲速飛行器航程與飛行時間的解析式，定量分析了升阻比對滑翔射程的影響規(guī)律。文獻[5]在最大升阻比平衡滑翔條件下，利用數值積分的方法求得了飛行速度、航程等狀態(tài)變量的解析式，提出并證明了最大升阻比平
宇航學報 2020年4期2020-05-21
- 橫程動態(tài)約束的預測-校正再入制導方法
定滿足航程要求的傾側角幅值函數。側向制導一般沿用標準軌道制導法中的走廊約束方式，既采用航向角誤差走廊或橫程走廊調整傾側角符號，將飛行器引向目標。文獻[5-9]選取航向角偏差作為走廊約束量，當航向角偏差大于邊界值時傾側角反轉。這種方法的缺點是隨著再入飛行器逐漸接近目標點，航向角偏差波動會越來越大，致使再入末端發(fā)生多次反轉。文獻[10-12]利用再入橫程變化相對緩慢的特點設計了漏斗形的橫程走廊，避免再入末端不必要的傾側角反轉。文獻[13]為防止橫向運動沖出走廊
宇航學報 2020年4期2020-05-21
- 一種自適應滑模臨近空間飛行器跟蹤制導方法*
出，縱向運動僅與傾側角大小相關，因此可通過調節(jié)攻角和傾側角大小跟蹤縱向軌跡，而通過傾側角符號控制航向實現側向軌跡的跟蹤。(25)式中：式中:CLv、CLr、CLα為氣動升力系數CL對v、r、α的偏導數；CDv、CDr、CDα為氣動阻力系數CD對v、r、α的偏導數；ρr為大氣密度ρ對地心矢徑r的偏導數。為簡化計算，可令二次型性能指標中加權矩陣Q和T為對角矩陣，則二次型性能指標可轉換為:Q33(δr)2+T11(δα)2+T22(δ|γc|)2]dt(26)式
彈箭與制導學報 2019年1期2019-07-30
- 5 000 t起重船穩(wěn)性衡準研究及NAPA宏命令應用
起重船承受的風壓傾側力矩，kN·m;Mh為起重機起吊荷重傾側力矩，kN·m；MI為船舶不對稱裝載傾側力矩，kN·m；θC為起重船允許的極限靜傾角，(°)；Δ為排水量，t。2) 穩(wěn)性衡準數Kc滿足(2)式(2)中:Lq為最小傾復力臂(不計橫搖角)，m；Lf為風壓傾側力臂，m。本文以供應品和燃料充足的情況下最大起吊5 000 t重物，吊臂超出舷外50 m時的作業(yè)狀態(tài)為例進行NAPA宏命令編輯計算，校核穩(wěn)性衡準，結果見表1。表1 起重船在作業(yè)狀態(tài)下的穩(wěn)性校核結果
上海船舶運輸科學研究所學報 2019年2期2019-07-23
- 面對稱飛行器橫側向穩(wěn)定控制設計研究
道，反饋側滑角、傾側角及偏航角速度；副翼增穩(wěn)，反饋滾轉角速度。b）策略二：副翼主導控制橫側向通道，反饋側滑角、傾側角及滾轉角速度；方向舵增穩(wěn)，反饋偏航角速度。c）策略三：方向舵控制側向通道，反饋側滑角及偏航角速度；副翼控制橫向通道，反饋傾側角及滾轉角速度。圖1展示了輸入為1°傾側角指令時，系統(tǒng)的狀態(tài)響應及舵偏角曲線。圖1 狀態(tài)響應及舵偏角曲線( dLCDP＜0)Fig.1 The State Response, Rudder and Aileron Cur
導彈與航天運載技術 2019年3期2019-07-11
- 高超聲速滑翔飛行器軌跡預測分析*
并通過調整攻角和傾側角實現飛行器控制。為了描述方便，在半速度坐標系中建立運動方程，目標的質心運動方程如式（1）所示。式（1）中，V為速度，θ為速度傾角，σ為速度方位角，r為地心至飛行器質心的距離，為經度，φ為緯度，這6個量描述飛行器的運動狀態(tài)；ωe為地球自轉角速度，g'r為地球引力加速度在地心距方向的分量，gωe為地心引力加速度在地球自轉角速度分量，m為飛行器質量；L為總升力，D為阻力，與控制量攻角有關，υ為傾側角，同樣為控制量。氣動升力和氣動阻力的計算方
火力與指揮控制 2019年2期2019-03-14
- 基于準平衡滑翔的解析再入制導方法
值預測建立攻角、傾側角與縱程、橫程之間的線性關系，進而校正控制量。文獻[6-10]將過程約束轉化為傾側角幅值約束，然后利用傾側角剖面預測終端待飛航程，并校正傾側角指令。文獻[11-12]設計了兩種分段預測校正制導算法，利用預設航路點將軌跡分段預測，提高了計算效率，但該方法依賴于離線優(yōu)化，并降低了算法的自主性。文獻[4,13-14]設計并改進了一種適用于各類升阻比飛行器的數值預測校正制導算法，以航程誤差校正傾側角剖面作為基準算法，輔以高度變化率反饋以滿足過程
兵工學報 2019年1期2019-02-15
- 類IXV飛行器初期再入制導與姿態(tài)控制方法研究*
角剖面，在線生成傾側角指令”的制導方案，預測-校正制導實現對傾側角指令的在線調節(jié).2.1 標稱傾側角剖面設計飛行器的傾側角大小剖面由初始下降段、擬平衡滑翔段與常值飛行段組成，如圖2所示.圖2 初期再入傾側角剖面Fig.2 Reentry bank angle profile在初始下降段飛行器速度大但大氣稀薄，傾側角調節(jié)對軌跡影響小，故其大小取為常值σ0,并采用開環(huán)制導模式.當飛行器達到擬平衡滑翔邊界或指定高度、能量時，進入擬平衡滑翔段，傾側角剖面|σ|取為
空間控制技術與應用 2018年3期2018-07-12
- 再入飛行器平穩(wěn)滑翔可達區(qū)域計算分析
件的閉環(huán)近似最優(yōu)傾側角控制算法，推導出一種飛行器的可達區(qū)域快速生成方法。國內學者在這方面也進行了相關的研究。文獻[5]使用高斯偽譜法進行軌跡優(yōu)化，通過優(yōu)化幾種極限情況下的軌跡，并將優(yōu)化得到的軌跡的終點用直線連接，得到一個多邊形的近似的可達區(qū)域。文獻[6]將該問題轉換成滿足各種再入約束條件下的軌跡優(yōu)化問題，使用序列-修復算法對最大縱程、最大橫程、最小縱程以及一定縱程情況下的最大橫程的一系列軌跡進行優(yōu)化，然后將這些軌跡的終點連起來構成近似的可達區(qū)域。此外，在再
兵器裝備工程學報 2018年5期2018-06-05
- 典型控制規(guī)律滑翔飛行器的軌跡預測方法*
制參數——攻角和傾側角建模成一階Gauss- Markov過程，聯合飛行器在半速度坐標系下的運動微分方程組成擴展的狀態(tài)變量，選擇飛行器的經緯高與速度大小作為無跡卡爾曼濾波的觀測量并對控制參數進行濾波辨識，結合控制參數的辨識值重構其規(guī)律，進而預測飛行器的軌跡。通過仿真分析了對跳躍和非跳躍2種典型飛行軌跡的預報效果，結果表明所提方法對傾側角不翻轉的情況具有良好的預測精度。高超聲速滑翔飛行器；典型控制規(guī)律；Gauss- Markov過程；參數辨識；無跡卡爾曼濾波
現代防御技術 2017年4期2017-09-03
- 非一致終端約束下火星大氣進入段制導律設計
主要通過實時調整傾側角大小以改變升力方向，進而調整探測器飛行軌跡。迄今為止，人類已經進行了49次火星探測的嘗試，而其中成功率僅有47%，已有的16次著陸探測任務中只有7次成功，其中著陸過程技術故障是引起著陸任務失敗的主要原因[1]?；鹦沁M入、下降和著陸是整個火星著陸過程中最為關鍵的階段，該階段的導航制導性能直接影響著陸任務的成敗[2]。影響大氣進入段制導性能的主要因素為探測器的構型參數和火星的大氣條件。探測器的構型參數主要包括彈道系數和升阻比，它們均影響著
深空探測學報 2017年2期2017-07-03
- 改進的探月返回飛船再入數值預測校正制導方法
制導方法在跳躍段傾側角的偏轉頻率、實現過載的有效抑制，采用搜索跳躍段的傾側角偏轉能量點和末段阻力加速度反饋補償的方法，提出了改進的數值預測校正制導方法.首先，用割線法搜索傾側角偏轉能量點，使得飛船在跳躍段只進行一次偏轉即可實現落點精度要求;然后，根據指數大氣假設，得到阻力加速度的導數，并根據過載約束定義參考阻力加速度；最后，采用阻力加速度及其導數與參考阻力加速度及其導數的誤差對傾側角的大小進行反饋補償，抑制末段軌跡的過載.實驗結果表明，該方法傾側角偏轉次數
哈爾濱工業(yè)大學學報 2017年4期2017-04-19
- 考慮阻力加速度的再入預測－校正制導算法
橫向制導通過校正傾側角翻轉時機實現。與傳統(tǒng)的迭代預測校正制導算法相比，論文的制導算法同時校正縱向運動和橫向運動，提升了飛行器的再入制導能力。每一次校正只需兩次彈道預測，減少了制導的計算量。另外，采用插值的阻力加速度剖面對過程約束具有更強的處理能力。通過打靶仿真驗證，論文的制導算法具有較高的制導精度和魯棒性。再入;制導;預測－校正;阻力加速度;跟蹤微分器0 引 言升力式再入制導技術主要經歷了兩個發(fā)展時期，一個是在20世紀70年代，該時期的研究主要針對航天飛機
宇航學報 2017年2期2017-03-27
- 一種在線再入側向制導方法
向制導方法不能對傾側角反轉次數進行在線優(yōu)化,往往會給再入飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的設計帶來沉重負擔。為此,利用偽譜法可在線快速求解優(yōu)化問題的特點,提出了一種基于偽譜法的在線再入側向制導方法,并結合縱向預測校正制導法進行再入制導解算以縮減優(yōu)化規(guī)模。仿真結果表明,在保證制導精度的前提下,所提方法有效地減少了傾側角反轉次數。再入飛行器; 側向制導; 預測校正; 偽譜法0 引言再入飛行器的側向運動一般通過傾側角符號變化來實現。由于傾側角大范圍反轉通常會引發(fā)惡劣的氣動特性
飛行力學 2016年6期2016-12-21
- 論環(huán)錠紡紗鋼絲圈外傾角τ′
絲圈；鋼領；位置傾側；加捻[1]的力學分析給出，紡紗時鋼絲圈發(fā)生傾側，其實是其所在平面MJA在鋼領上位置傾側，如圖1所示。圖1中線OO″表示錠軸z，點A是鋼絲圈與鋼領接觸點，OA為軸x′，且Ax′與Ox合一。作用在鋼絲圈上的力是由力FM、Q、N組成的平衡力系，點O′是力平衡點；圖中點M是鋼絲圈質心，也是離心力FM的作用點；點J是紗與鋼絲圈的接觸點，也是紗張力Q的作用點；點A則是鋼領支反力N的作用點；這3點都在鋼絲圈平面上，故鋼絲圈平面名為MJA。它在平動運
紡織器材 2016年5期2016-11-22
- 甲板桁材對谷物穩(wěn)性的影響
物空間與谷物體積傾側矩，通過谷物體積傾側矩來判定谷物穩(wěn)性計算數值。同時利用NAPA軟件來進行校核計算，通過計算結果分析得出甲板桁材對谷物穩(wěn)性的影響。散裝谷物；桁材；穩(wěn)性計算；NAPA0 引言谷物系指包含小麥、玉蜀黍（苞米）、燕麥、稞麥、大麥、大米、豆類、種子以及由其加工的與谷物在自然狀態(tài)下具有相同特征的制成品。船舶在營運過程中裝載散裝谷物時，穩(wěn)性相關要求與其他液貨及固體貨物有所不同。散裝谷物普遍不能填充滿所有貨艙，而且散裝谷物具有孔隙性與散落性，船舶橫搖時
船舶職業(yè)教育 2016年4期2016-09-21
- 通用高速飛行器預測校正再入制導方法研究
條件給出了在指定傾側角下的參考航程的計算方法，并指出當飛行器的初始航程超過參考航程時，可以使用本文給出的方法有效抑制飛行器軌跡在高度上的振蕩。為了提高制導精度，不僅給出了精確計算當前傾側角的方法，也給出了粗略調整終端傾側角方法。最后仿真驗證了制導方法的有效性。通用高速飛行器；準平衡滑翔條件；航程預測；預測校正制導0 引 言通用高速飛行器（Common Aero Vehicle，CAV）具有較大的升阻比，可以在大氣層內進行長距離無動力滑翔飛行，實現遠程快速打
導彈與航天運載技術 2016年4期2016-04-13
- 風干擾引起的飛行器附加攻角和附加側滑角計算方法
最小值計算方法、傾側角任意時附加攻角和附加側滑角最大和最小值計算方法、水平風方向和傾側角均任意時附加攻角和附加側滑角最大和最小值計算方法，這些方法比航天傳統(tǒng)方法使用范圍更廣、更準確，數值算例驗證了其正確性。風干擾；附加攻角；附加側滑角0 引 言風干擾對大氣層內飛行器有顯著影響，飛行器的彈道、制導、控制、載荷等多專業(yè)的分析和設計工作一般都需要考慮風干擾影響[1～8]。對于主要依靠大推力發(fā)動機進行控制的傳統(tǒng)運載火箭，發(fā)動機控制能力極強，完全可以抵消風干擾的影響
導彈與航天運載技術 2016年5期2016-04-10
- 一種火星進入段在線脫敏軌跡設計方法*
標，利用該指標為傾側角凸函數的特性將最優(yōu)求解問題轉換為簡單的動態(tài)尋優(yōu)過程;其次，結合任務要求和估計的進入點狀態(tài)，通過迭代得到同時滿足航程和橫程要求的三自由度脫敏軌跡.仿真表明該方法可達到與現有脫敏設計相近的末端狀態(tài)精度.魯棒制導;在線脫敏設計;火星進入段制導;脫敏最優(yōu)控制0 引 言目前，火星進入、下降和著陸過程制導、導航與控制技術的研究聚焦于如何實現0.1 km精確著陸精度［1］.其中，進入段是氣動環(huán)境最惡劣、高度跨度最大，參數變化及不確定性最多的階段［1
空間控制技術與應用 2016年2期2016-04-06
- 標準軌跡制導中準平衡滑翔條件優(yōu)化研究
飛行走廊，轉換為傾側角-速度空間內的傾側角走廊。通過在傾側角走廊內設計傾側角曲線，可以生成滿足飛行走廊的標準軌跡。通過論證標準軌跡再入制導過程中的準平衡滑翔條件及其物理意義，說明了由傾側角走廊內的傾側角曲線生成的標準軌跡，存在突破再入飛行走廊邊界的可能性。通過對傾側角走廊邊界設置余度，極大地降低了標準軌跡突破再入飛行走廊邊界的可能性，提高了標準軌跡的設計成功率?？芍貜褪褂眠\載器；再入制導；軌跡規(guī)劃；準平衡滑翔條件；再入走廊0 引言再入段是可重復使用運載器從
導航定位與授時 2016年4期2016-03-16
- 天然氣壓縮機氣閥改造
詞：氣閥；液擊；傾側；彈簧力；液體粘滯DOI:10.3963/j.issn.1671-7953.2015.05.012中圖分類號：U664.5文獻標志碼：A文章編號：1671-7953(2015)05-0039-04收稿日期：2015-07-30作者簡介：第一郭元德(1973-),男,碩士,助理工程師Abstract:In the natural gas compressor, the service life of the valve is usuall
船海工程 2015年5期2016-01-18
- 利用氣動力的大氣制動過程中近心點高度控制
.該方法通過改變傾側角調整氣動力在高度方向上的分量來實現對近心點高度的控制，并且根據當前近心點高度與預定高度的差值自動調整反饋增益.仿真結果顯示，此方法可以在整個制動過程中限制軌道近心點下降，并最終減少降低量，不但解決了近心點下降引起的額外燃料消耗問題，還保證了航天器的飛行安全.1 航天器質心運動方程無推力且不考慮大氣隨中心天體運動的情況下，航天器在大氣中的運動方程可解耦為橫向運動方程和縱向運動方程［4］.以傾側角作為控制變量，橫向運動和縱向運動可分開控制
北京航空航天大學學報 2015年3期2015-12-20
- 基于粒子群優(yōu)化的再入可達區(qū)計算方法研究
優(yōu)化（PSO）和傾側角反轉相結合的混合求解方案。為了減小待優(yōu)化變量的搜尋空間，設計了一種參數化的傾側角剖面，利用約束PSO算法求解滿足再入過程約束和末端約束的最優(yōu)滑翔軌跡。通過傾側角正向和逆向反轉邏輯直接生成傾側角指令集合，進而實現高超聲速飛行器再入可達區(qū)的快速估算。高升阻比再入滑翔飛行器CAV-H仿真實例表明，該混合優(yōu)化求解方案易于實現且無需預估參數初值，具有良好的可操作性。兵器科學與技術；粒子群優(yōu)化；再入可達區(qū)；高超聲速飛行器；傾側角反轉邏輯0 引言高
兵工學報 2015年9期2015-11-19
- 基于擬平衡滑翔的數值預測再入軌跡規(guī)劃算法
，單純的依靠調節(jié)傾側角無法滿足需求，因此，通過對攻角剖面的設計滿足終端速度約束，通過對飛行路徑角角剖面的設計滿足航程約束，然后利用擬平衡滑翔條件計算傾側角進行軌跡保持.此時，三維約束再入軌跡規(guī)劃問題被簡化為2個參數的搜索問題，軌跡規(guī)劃效率高，適用于大升阻比高超聲速飛行器的平滑軌跡規(guī)劃.1 運動數學模型考慮地球自轉且假設地球為均質的圓球，建立如下再入飛行器三自由度運動方程［12］:其中:r表示地心距離;γ表示飛行路徑角;V表示再入飛行器相對于地球的速度;ψ表
哈爾濱工業(yè)大學學報 2015年1期2015-09-21
- 高超聲速滑翔飛行器再入軌跡在線生成算法設計
入走廊約束轉化成傾側角約束，通過搜索傾側角特征參數和傾側角反轉點實現了三維軌跡在線生成［4-5］。本文首先分析了高超聲速滑翔式再入飛行器在線軌跡生成的基本問題和特點。以文獻［4］為基礎將CAV再入走廊約束轉化成傾側角約束?？紤]臨近空間大氣密度模型和高超聲速條件下的氣動力模型不確定性對約束轉化的影響，從而提高生成軌跡的可行性。為了提高再入制導的靈活性，可采用同時修正攻角和傾側角的方式實現預測校正制導，分析了攻角攝動對約束轉化的影響。然后，考慮地面威脅情況，結
航天控制 2015年5期2015-03-10
- 模糊變結構在可重復使用運載器再入軌跡跟蹤上的應用
出一種快速收斂的傾側角反向時機在線規(guī)劃方法，提高側向制導的精度。1 RLV 動力學建?？紤]地球為旋轉圓球時，RLV 在航跡坐標系中無動力滑翔的無量綱質心運動方程［6］為式中:r、v、s、Ω 分別為無量綱地心距、速度、航程和地球自轉角速度;γ、ψ、λ、φ 分別為航跡角、航向角、緯度和經度;aL、aD分別為升、阻力加速度，均是控制變量攻角α 的函數;σ 為控制變量傾側角。(1)式與(2)式分別為RLV 的縱向及側向運動方程，(3)式為航程表達式。2 基于模糊滑
兵工學報 2015年10期2015-02-28
- 基于傾側角反饋控制的預測校正再入制導方法
的過程約束轉化為傾側角的邊界約束，通過對運動方程進行數值積分來預測飛行器的待飛航程誤差，實時校正傾側角控制指令。在此基礎上，文獻［7 -8］提出了分段的預測校正制導方法，進一步提高了落點預測精度和迭代計算效率。文獻［9 -10］則以能量為自變量建立三自由度運動學方程，通過求解待飛航程誤差與能量的近似關系，分別設計縱向制導律和側向制導律，增強了預測校正制導方法的靈活性。文獻［11 -13］分析了大氣模型的不確定性和氣動參數偏差對落點預測的影響，在預測校正制導
兵工學報 2015年5期2015-02-28
- 散裝水泥船水泥滑移附加傾側力臂分析
泥船水泥滑移附加傾側力臂分析張凈宙，王 娜（中國船級社武漢規(guī)范研究所，武漢 430022）散裝水泥的顆粒大小、堆裝形式和休止角等與普通大宗散貨（如煤、黃砂、砂石等）不同，其滑移特性對穩(wěn)性存在不利影響。對散裝水泥船的水泥滑移進行了研究，提出了滑移附加傾側力臂計算方法，為保障內河散裝水泥船的穩(wěn)性安全提供了確實可行的方法。散裝水泥船；水泥滑移；附加傾側力臂0 引言我國是世界水泥生產第一大國，水泥運輸中船舶以其運量大、運輸成本低等特點，成為中、長距離水泥運輸的最佳
船舶標準化工程師 2014年6期2014-07-18
- 基于MEMS傳感器的車輛防側翻系統(tǒng)研究
術以橫向加速度和傾側角作為側翻性能指標。通過監(jiān)測車輛橫向加速度和傾側角，側翻預警系統(tǒng)可以大幅減少交通事故的發(fā)生。1 系統(tǒng)總體設計方案車輛防側翻系統(tǒng)由4個模塊構成:數據采集模塊、中央數據處理單元以及側翻報警單元。以中央數據處理單元為核心，在數據采集模塊、側翻報警單元的配合下，達到對車輛側翻提前預警的目標。數據采集模塊基于微機電系統(tǒng)(Micro Electronic Mechanical System，MEMS)傳感器而設計，能有效地提高車輛行駛的安全性。ME
電子科技 2013年5期2013-12-17
- 一種基于解析規(guī)劃的多約束再入制導算法*
通常選擇為攻角和傾側角，并將攻角設計為隨速度變化的函數，傾側角作為主要的控制變量調整飛行軌跡。文獻[5]基于簡化動力學模型，利用平衡滑翔條件，提出了滿足各種過程約束和終端約束的解析形式傾側角指令。文獻[6]根據飛行器當前飛行狀態(tài)和終端條件，迭代計算能夠滿足終端約束的傾側角指令，并通過過載、熱流等約束對控制指令進行限制修正。文獻[7]采用擬平衡滑翔條件將再入走廊約束轉化為控制量約束，將參考軌跡的優(yōu)化設計問題轉化為單參數搜索問題，提出基于H-V剖面的軌跡在線生
彈箭與制導學報 2013年1期2013-12-10
- 散糧穩(wěn)性計算表的編制及在教學評估中的應用
油和水計算及谷物傾側力矩和穩(wěn)性概要計算，為本文的重點。其中，第三部分中“穩(wěn)性概要”又以“谷物許用傾側力矩法”［3］、“簡化條件法”［3］為介紹重點。附錄主要為靜穩(wěn)性力臂與谷物傾側力臂曲線圖的標繪及剩余動穩(wěn)性值Ad的計算，供船舶未配“谷物許用傾側力矩表”時使用，此部分本文省略。1.航次貨運量及配載方案的確定先由公式∑Q=min{NDW1，∑Vch/SF}［3］確定船舶航次貨運量，然后擬定船舶配載方案。因該部分大多為初始數據，可單獨設計一個工作表(Sheet)
航海教育研究 2013年1期2013-10-15
- 高超聲速飛行器多約束多種機動突防模式彈道規(guī)劃
），建立了攻角和傾側角間一種約束關系，減少了一個控制變量，從而提高了計算速度；而且能夠保證彈道的平緩以滿足熱流、動壓、過載等過程約束.1 研究對象和動力學方程本文采用國外公開的通用航空飛行器（Common Aero Vehicle，CAV）中的高升力體CAV－H為研究對象，完整的氣動參數和結構參數參考文獻[9]的附錄.采用1976美國國家標準大氣模型.本文設計的是CAV的滑翔段彈道.初始條件為主動段結束后，經過一定變軌，滿足起滑點要求的條件.終端條件為滿足
彈道學報 2012年3期2012-12-25
- 高超聲速滑翔飛行器約束預測校正再入制導
初始下降段采用定傾側角飛行,過渡段在最大傾側角附近飛行,準平衡滑翔段利用數值預測校正方法和準平衡滑翔條件在線設計同時滿足過程約束和終端約束的傾側角制導律。通過標準條件和擾動條件下的仿真結果表明,這種制導律在滿足各種約束的條件下,不僅能夠達到較高的精度,而且對初始誤差具有良好的魯棒性,能夠應付再入時各種不確定性因素的影響。再入制導; 預測校正; 準平衡滑翔; 高超聲速滑翔飛行器引言高超聲速滑翔飛行器具有升阻比大、任務目標多樣化、氣動加熱強等特點,面臨的飛行環(huán)
飛行力學 2012年2期2012-11-03
- 再入動力學的性質及其在軌跡優(yōu)化中的應用*
距離與航跡角以及傾側角的關系，在此基礎上，提出了采用調整初始傾側角序列的方法實現過程約束.該算法克服了罰函數方法中需要調節(jié)參數較多的問題，并且物理意義明確，實現簡單.最后，給出了Apollo再入軌跡優(yōu)化的數值仿真算例，驗證了所給出算法的有效性.探月返回;跳躍式再入;軌跡優(yōu)化;再入動力學的性質;初值調整近年來，探月飛行器的研究繼Apollo后得到廣 泛關注.對于探月返回再入軌跡規(guī)劃問題，由于飛行器運動方程復雜，一般采用數值方法求解.數值方法可以分為直接法和間
空間控制技術與應用 2012年6期2012-09-05
- 高超聲速飛行器再入多段導引方法研究
C)把約束轉換為傾側角的上界，通過限制傾側角的大小來滿足約束，在地面生成參考彈道;擬平衡滑翔段采用縱向和橫向分開制導的預測校正方法，縱向制導算法用于決定傾側角的大小，橫向制導決定傾側角的方向，在機載計算機上實時預報實際落點和目標落點的偏差，計算控制信號，調節(jié)傾側角的大小和方法，消除偏差。1 CAV再入動力學建模以CAV-H［7］為對象，考慮地球自轉，建立飛行器三自由度質心運動模型。1.1 三自由度質心運動方程無量綱化的三自由度質心運動方程如下:式中，m為飛
飛行力學 2012年4期2012-03-03
- 筷子的歷史
也?！薄帮垺?，即傾側之意。吃飯持箸，自然傾側，故稱“飯”。因古人十分講究忌諱，而箸同“住”諧音，住又有停止之意，謂不吉利之語。人都希望一帆風順不“住”地前行，所以，很自然地就有人反其義而稱，改“著”(住)為“筷”(快)了。加上這東西大都用竹制成，因而又在“快”字上冠以“竹”頭。除我國就餐使用筷子外，亞洲不少國家也都學會用筷子。別小看使用筷子這樁小事，在人類文明史上，也稱得上一個值得推崇的科學發(fā)明哩!有人曾作專門研究和測定，證明小小筷子運用起來居然可以牽動人
青年文摘·上半月 1982年4期1982-01-01