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题名一种基于标准轨道法的再入制导方法
被引量：3
- 1
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作者
王鹏
杨小龙
付维贤
李强
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机构
北京宇航系统工程研究所
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出处
《航天控制》
CSCD
北大核心
2015年第5期22-27,32,共7页
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文摘
针对再入机动飞行器再入段弹道规划问题,通过在阻力加速度-能量剖面终端加入速度倾角控制,使得在满足过程约束的同时包含速度倾角在内的其它终端状态参数满足约束条件,通过实时弹道更新在提高命中精度的同时增强算法的适应性。在攻角给定的情况下,控制指令为倾侧角,其大小分别通过跟踪阻力加速度曲线和控制速度倾角变化率得到,符号由迭代计算的倾侧反转时刻确定。仿真结果表明,给出的规划方法在以较高的精度到达再入段终点的同时具有较好轨迹特性,能满足制导设计的实时性要求。
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关键词
再入机动飞行器
再入段
阻力加速度跟踪
速度倾角控制
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Keywords
Reentry maneuvering vehicle
Reentry phase
Drag acceleration tracking
flight-path angle control
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分类号
V448.22
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名无人机航迹角的非线性增益递归滑模控制
被引量：2
- 2
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作者
孙秀霞
刘希
徐嵩
蔡鸣
高杨军
唐强
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机构
空军工程大学航空航天工程学院
飞行自动控制研究所飞行器控制一体化技术重点实验室
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出处
《系统工程与电子技术》
EI
CSCD
北大核心
2015年第2期379-384,共6页
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基金
国家自然科学基金(61273141)
航空科学基金(20121396008
20135896025)资助课题
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文摘
针对固定翼无人机(unmanned aerial vehicles,UAVs)自主着陆过程中的航迹角跟踪控制问题,提出了一种非线性增益递归滑模控制方法。通过引入一个新的非线性增益函数,并设计含有积分项的递归滑模面,在保证航迹角跟踪控制精度的同时有效改善了控制系统的动态品质,克服了常规动态面控制(dynamic surface control,DSC)方法对于量测噪声敏感、容易引起执行器饱和的缺点。理论证明了所得航迹角跟踪控制系统所有状态半全局一致最终有界,航迹角跟踪误差可以收敛至原点的指定小邻域,且对于非时变干扰和常值指令不存在稳态跟踪误差。在YF-22模型机上进行的数值仿真验证了本文方法的优越性。
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关键词
航迹角控制
非线性增益
滑模控制
自主着陆
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Keywords
flight-path angle control
nonlinear gains
sliding mode control
auto-landing
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分类号
V249.1
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
V279
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题名一种考虑禁飞圆约束的在线再入弹道规划方法
被引量：1
- 3
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作者
王鹏
杨小龙
付维贤
李强
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机构
北京宇航系统工程研究所
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出处
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2016年第2期1-7,共7页
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文摘
采用基于航向误差走廊的横向机动策略绕飞禁飞圆,满足过程约束的同时也使得包含速度倾角在内的其它终端状态参数满足约束条件。飞行过程中实时进行弹道更新,提高跟踪精度的同时,也使得再入飞行器初步具备了飞行过程中自主变换打击目标的能力。仿真结果表明,给出的规划方法能实时规划出满足约束的再入弹道,以较高的精度到达再入段终点的同时具有较好轨迹特性。
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关键词
再入段
阻力加速度-能量剖面
速度倾角控制
阻力加速度更新
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Keywords
Reentry phase
Drag acceleration-energy profile
flight-path angle control
Drag acceleration updating
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分类号
V412
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名时间最优的飞机追踪导引律研究
被引量：5
- 4
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作者
吴文海
刁军
沈春林
高峰
吴再绪
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机构
南京航空航天大学自动化学院
海军航空工程学院分院
江苏油田钻井处
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出处
《系统工程与电子技术》
EI
CSCD
北大核心
2004年第9期1267-1270,共4页
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文摘
阐述了现代战机导引系统的功能、结构与工作方式。对追踪导引建模之后,假设目标机动轨迹可知,应用最优控制理论,通过巧妙的数学推导和数值计算,研究了追踪时间最优的导引律。针对具体工程实现时理论设计求解中数值计算误差的客观存在,又应用预测控制分段计算、滚动优化的思想,对最优导引律作了进一步改进,获得了更为可行实用的优化导引律。仿真研究表明,所设计的优化导引律较各种比例导引律性能更优,捕获目标的时间更短,消耗的能量更少,并能成功应用于载机导引,为新一代战机导引系统的研制与引进飞机的国产化提供了理论参考。
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关键词
导引律
时间最优
轨迹角控制
目标截获
仿真
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Keywords
guidance law
time optimum
flight path and angle control
target interception
simulation
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分类号
V448
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名不依赖剩余飞行时间的数据驱动攻击时间控制导引律
- 5
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作者
黄嘉
常思江
陈琦
张海洋
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机构
南京理工大学能源与动力工程学院
中国兵器工业导航与控制技术研究所
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出处
《兵工学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2023年第8期2299-2309,共11页
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基金
江苏省自然科学基金项目(BK20200498)。
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文摘
针对导弹的攻击时间控制问题,基于比例导引法和数据驱动方法设计出一种不依赖剩余飞行时间信息的两阶段攻击时间控制导引律。第1阶段为攻击时间控制阶段,在比例导引法框架下仿真构建弹道倾角与导弹飞行状态之间的关系数据集,利用神经网络方法离线训练出相应的映射网络模型,根据该映射网络可在导弹飞行过程中实时解算攻击时间对应的理想弹道倾角,导引指令将控制实际弹道倾角收敛至该理想弹道倾角;第2阶段则直接采用比例导引法,最终实现导弹攻击时间控制。不同条件下的仿真结果验证了该导引律的可行性和有效性,与现有同类导引律相比,所设计导引律对攻击时间的控制精度更高、所需控制能量更少。理论分析表明,该导引律可通过更换映射网络推广至攻击角度控制。
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关键词
数据驱动方法
比例导引法
理想弹道倾角
攻击时间控制
攻击角度控制
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Keywords
data-driven method
proportional navigation guidance
ideal flight path angle
impact time control
impact angle control
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分类号
TJ765.3
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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