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二次曲线截面弹身的气动设计及优化 被引量:40
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作者 唐伟 张勇 +1 位作者 李为吉 马强 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期429-433,共5页
非圆截面弹身外形飞行器是当前飞行器设计的一个重要发展方向。利用平面斜切圆锥获得的二次曲线可以构造圆、椭圆、抛物线及双曲线等典型的飞行器截面形状。采用模线设计方法并引入二次曲线形状控制参数,可以快速简便且精确地构造各种... 非圆截面弹身外形飞行器是当前飞行器设计的一个重要发展方向。利用平面斜切圆锥获得的二次曲线可以构造圆、椭圆、抛物线及双曲线等典型的飞行器截面形状。采用模线设计方法并引入二次曲线形状控制参数,可以快速简便且精确地构造各种二次曲线弹身形状。发展了一套可以预估横截面为二次曲线的飞行器高超声速纵横向气动力工程计算方法。提出并建立了二次曲线截面弹身飞行器的优化设计模型,并利用相同的优化模型对圆截面、椭圆截面、双曲线截面及抛物线截面外形进行了优化。最后,对二次曲线截面弹身外形飞行器的气动特性进行了比较。 展开更多
关键词 二次曲线横截面 优化 方案设计 再人飞行器
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航天器再入轨迹与控制进展 被引量:13
2
作者 南英 陈士橹 +3 位作者 吕学富 李小龙 陈立怡 袁建平 《导弹与航天运载技术》 1994年第5期1-10,共10页
本文系统地总结了航天器再入轨迹与控制的最新进展,从9个专题对取得的研究成果、存在的问题及发展趋势作了分析。这些专题是最优再入轨迹计算与控制问题的提出及意义,再入飞行轨迹的性能指标,最优再入轨迹的近似计算与精确数值解,... 本文系统地总结了航天器再入轨迹与控制的最新进展,从9个专题对取得的研究成果、存在的问题及发展趋势作了分析。这些专题是最优再入轨迹计算与控制问题的提出及意义,再入飞行轨迹的性能指标,最优再入轨迹的近似计算与精确数值解,再入制导与控制系统,各类最优气动辅助变轨问题,航天器的组合导航系统,小型再入体的动力学特性及控制问题,再入飞行中的突防与拦截问题,一些再入问题的相互关系等。 展开更多
关键词 再入飞行器 再入轨道 飞行控制
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跟踪机动再入飞行器的交互多模型Unscented卡尔曼滤波方法 被引量:15
3
作者 张树春 胡广大 《自动化学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第11期1220-1225,共6页
对于目标发生机动时的再入飞行器的跟踪问题,传统跟踪方法是采用机动模型的扩展卡尔曼滤波.本文在提高机动目标跟踪精度的探索中做了两方面的努力,一是在描述目标运动模型方面采用了更符合机动目标运动特性的多模型方法;另一方面,采用... 对于目标发生机动时的再入飞行器的跟踪问题,传统跟踪方法是采用机动模型的扩展卡尔曼滤波.本文在提高机动目标跟踪精度的探索中做了两方面的努力,一是在描述目标运动模型方面采用了更符合机动目标运动特性的多模型方法;另一方面,采用了隐含高阶精度的Unscented卡尔曼匹配滤波方法.对于交互多模型Unscented卡尔曼滤波器在仿真中易出现数值问题,给出了基于平方根滤波的数值鲁棒性的解决方法. 展开更多
关键词 再入目标 机动 Unscented变换 平方根滤波
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带控制舵双锥体气动力工程计算方法研究 被引量:14
4
作者 马强 唐伟 张鲁民 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第6期552-554,共3页
利用"部件叠加法"发展了一套可以计算带控制舵机动飞行器在超声速和高超声速飞行时的纵横向气动力的工程计算方法。通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入,并根据一些数值计算解和风洞试验结果,考虑了舵-体、体-舵间的气动干... 利用"部件叠加法"发展了一套可以计算带控制舵机动飞行器在超声速和高超声速飞行时的纵横向气动力的工程计算方法。通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入,并根据一些数值计算解和风洞试验结果,考虑了舵-体、体-舵间的气动干扰,从而可以计算飞行器组合体的气动力。 展开更多
关键词 干扰因子 等效攻角 气动特性 工程估算 再入飞行器
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基于在线轨迹规划的混合再入制导方法(英文) 被引量:12
5
作者 王俊波 曲鑫 任章 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第9期1217-1224,共8页
针对在线轨迹规划与跟踪,提出了一种混合再入制导方法。该方法将基于航路点的分段轨迹规划与轨迹跟踪制导有效地结合起来。首先给出再入飞行器无量纲运动方程,建立制导坐标系(GCF),并推导了新坐标系下的经纬度表达式。并将再入飞行过程... 针对在线轨迹规划与跟踪,提出了一种混合再入制导方法。该方法将基于航路点的分段轨迹规划与轨迹跟踪制导有效地结合起来。首先给出再入飞行器无量纲运动方程,建立制导坐标系(GCF),并推导了新坐标系下的经纬度表达式。并将再入飞行过程中各种飞行约束条件转换为控制变量约束。为了加快轨迹优化速度,设计了初始再入飞行轨迹和相关航路点,给出了基于航路点信息的分段轨迹在线规划方法。纵向飞行轨迹跟踪采用基于线性二次型调节器(LQR)的方法,横侧向制导采用横向误差走廊的方法进行控制。仿真结果显示,该方法在线轨迹规划平均计算时间小于0.2秒,且具有较高的制导精度。 展开更多
关键词 再入飞行器 再入制导 航路点 在线轨迹规划 线性二次型调节器(LQR)
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带控制舵飞行器机动特性研究 被引量:11
6
作者 唐伟 马强 +1 位作者 张勇 李为吉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2006年第1期80-84,共5页
研究带控制舵双锥外形再入飞行器的机动特性。文章首先利用“部件叠加法”,通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入,发展了一套可以计算该类飞行器纵横向气动力的工程计算方法。其次,文章通过大量计算,分析研究了该类飞行器的配平特性。... 研究带控制舵双锥外形再入飞行器的机动特性。文章首先利用“部件叠加法”,通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入,发展了一套可以计算该类飞行器纵横向气动力的工程计算方法。其次,文章通过大量计算,分析研究了该类飞行器的配平特性。最后,利用气动力与六自由度弹道耦合方法,研究分析了此类飞行器实现射面拉起/下压机动飞行及空间锥形机动的舵面控制规律。 展开更多
关键词 部件叠加法 锥形机动 控制舵 再入飞行器
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弯体机动再入飞行器气动特性研究 被引量:12
7
作者 唐伟 张鲁民 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1996年第1期86-91,共6页
本文计算和分析了弯体机动再入飞行器的高超声速纵横向气动特性。研究了质心布置对配平、配平升阻比的影响规律,给出了三个方向稳定配平的必要充分条件。通过气动力与六自由度弹道的耦合,模拟了弯体飞行器螺旋机动飞行时的弹道特性。
关键词 航天器 再入飞行器 弹道 气动特性
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再入飞行器在气动噪声作用下的响应分析 被引量:10
8
作者 韩增尧 徐孝诚 《导弹与航天运载技术》 1997年第1期1-6,共6页
简要论述了开展再入飞行器在气动噪声作用下结构动响应研究的意义和国内外发展趋势。在确定了再入气动噪声环境的基础上,采用有限元谱分析方法和NASTRAN大型软件,成了再入飞行器在气动噪声作用下的响应计算,其中,对本文所采... 简要论述了开展再入飞行器在气动噪声作用下结构动响应研究的意义和国内外发展趋势。在确定了再入气动噪声环境的基础上,采用有限元谱分析方法和NASTRAN大型软件,成了再入飞行器在气动噪声作用下的响应计算,其中,对本文所采用的加载原理进行了详细介绍。 展开更多
关键词 再入飞行器 气动噪声 随机振动
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再入飞行器的气动噪声响应分析和试验验证 被引量:11
9
作者 尹立中 徐孝诚 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2002年第3期9-11,共3页
利用再入飞行器气动噪声的试验结果和 MSC/NASTRAN软件首次完成了再入飞行器复杂结构气动噪声的响应分析与试验验证 ,从而将随机响应分析由单个激励下的结构随机响应分析推进到多个面激励下的复杂结构随机响应分析与试验验证。
关键词 再入飞行器 气动噪声 响应分析 试验验证 随机响应
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再入飞行器自适应最优姿态控制 被引量:10
10
作者 张振宁 张冉 +1 位作者 聂文明 李惠峰 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期199-206,共8页
针对再入飞行器姿态控制问题,应用自适应动态规划(ADP)理论设计了姿态控制器。将再入飞行器的姿态控制建模为非线性系统的最优控制问题,提出单网络积分型强化学习(SNIRL)算法进行求解,该算法简化了积分型强化学习(IRL)算法在迭代计算中... 针对再入飞行器姿态控制问题,应用自适应动态规划(ADP)理论设计了姿态控制器。将再入飞行器的姿态控制建模为非线性系统的最优控制问题,提出单网络积分型强化学习(SNIRL)算法进行求解,该算法简化了积分型强化学习(IRL)算法在迭代计算中的执行-评价双网络结构,只需要采用评价网络估计值函数就可以求得最优控制律,其收敛性得到了理论证明。基于SNIRL算法设计了自适应最优控制器,并证明了闭环系统的稳定性。通过数值仿真校验了SNIRL算法比IRL算法计算效率更高,收敛速度更快,并校验了自适应最优姿态控制器的有效性。 展开更多
关键词 再入飞行器 姿态控制 自适应最优控制 单网络积分型强化学习
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返回式卫星烧蚀热防护机理与数值模拟 被引量:10
11
作者 姜贵庆 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 1990年第6期34-43,共10页
详细讨论了低温炭化材料的质量损失和吸热机理。利用分层模型,给出具有不同物理和化学特性的各层的能量守恒关系。用积分法给出各层热防护的数值模拟,数值模拟计算结果与一维热传导解析解结果一致,亦与地面烧蚀实验結果一致。
关键词 卫星 返回式 烧蚀材料 热防护机理
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基于Q-Learning算法的再入飞行器制导方法 被引量:10
12
作者 李天任 杨奔 +1 位作者 汪韧 惠俊鹏 《战术导弹技术》 北大核心 2019年第5期44-49,共6页
针对再入飞行器制导方法需要根据人工经验调整参数才能适应不同远近、方位目标点的问题,提出'智能预测校正制导'的概念,将飞行环境构建为包含千万量级状态点的状态空间,采用强化学习算法训练制导模型参数,纵向制导依然采用基于... 针对再入飞行器制导方法需要根据人工经验调整参数才能适应不同远近、方位目标点的问题,提出'智能预测校正制导'的概念,将飞行环境构建为包含千万量级状态点的状态空间,采用强化学习算法训练制导模型参数,纵向制导依然采用基于定攻角剖面的倾侧角迭代方法,横向制导则利用Q-Learning算法训练横向翻转决策器。结果表明,该算法训练制导模型有较快的收敛速度,集成多个决策器的打靶成功率达到0. 973。基于QLearning算法的再入飞行器制导方法消除了原有方法基于规则的横向制导逻辑对飞行器附加的一些不必要约束,使飞行器在复杂任务中发挥其较强的机动能力成为可能,有望应用于规避多禁飞区的轨迹规划研究。 展开更多
关键词 再入飞行器 强化学习 预测校正制导 Q-Learning算法
原文传递
基于前向补偿的再入飞行器制导控制一体化设计 被引量:9
13
作者 周军 郭建国 张添保 《飞控与探测》 2018年第1期48-54,共7页
针对再入飞行器的制导控制问题,提出了一种基于前向补偿的滑模制导控制一体化设计方法。首先,建立了面向控制的再入飞行器制导控制一体化控制模型。其次,设计了非线性干扰观测器对未知干扰进行实时观测,基于反演法和滑模控制方法设计了... 针对再入飞行器的制导控制问题,提出了一种基于前向补偿的滑模制导控制一体化设计方法。首先,建立了面向控制的再入飞行器制导控制一体化控制模型。其次,设计了非线性干扰观测器对未知干扰进行实时观测,基于反演法和滑模控制方法设计了传统的一体化控制律。在此基础上,改进了滑动模态设计消除系统间的耦合,设计了具有前向补偿的再入飞行器制导控制一体化控制系统,使得整个制导系统是有限时间稳定的。最后,非线性六自由度数字仿真结果表明,相对于传统一体化设计方法和分离设计方法,该方法具有更好的制导性能和鲁棒性。 展开更多
关键词 再入飞行器 制导控制一体化 干扰观测器 反演法 滑模控制
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基于粒子群优化的再入飞行器在线轨迹规划 被引量:9
14
作者 陈上上 何英姿 刘贺龙 《上海航天》 2015年第6期1-7,52,共8页
为应对飞行器再入过程中异常事件的发生,提出一种采用粒子群优化(PSO)的在线轨迹规划方法。推导了吸热量的解析表达式,基于航程、吸热量的解析预测以及参考剖面与再入走廊边界最小距离的解析计算,将总吸热量约束、终端位置约束,以及热... 为应对飞行器再入过程中异常事件的发生,提出一种采用粒子群优化(PSO)的在线轨迹规划方法。推导了吸热量的解析表达式,基于航程、吸热量的解析预测以及参考剖面与再入走廊边界最小距离的解析计算,将总吸热量约束、终端位置约束,以及热流率、法向气动过载、动压和平衡滑翔条件等过程约束转为对参考剖面节点坐标的限制。根据参考剖面连续性与光滑性原则,减少选用的节点坐标数,设计关于剩余坐标的性能指标函数。为提高PSO效率,对速度更新算法进行改进。仿真结果表明改进后的优化算法实时性好,在线规划的轨迹能较好地满足飞行任务要求。 展开更多
关键词 粒子群优化 再入飞行器 在线轨迹规划
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再入飞行器尾迹流场及其雷达散射效应研究 被引量:8
15
作者 牛家玉 许国斌 +1 位作者 曹荣达 任爱民 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1996年第4期422-429,共8页
对再入飞行器等离子体尾迹及其雷达散射特性进行了分析、研究和大量的计算。讨论了物形、流场各因素对尾迹雷达散射截面的影响。流场计算使用准一维粘性尾迹方程,以修正基尔方法(多值法)求解,用一阶Born近似完成亚密雷达散射截... 对再入飞行器等离子体尾迹及其雷达散射特性进行了分析、研究和大量的计算。讨论了物形、流场各因素对尾迹雷达散射截面的影响。流场计算使用准一维粘性尾迹方程,以修正基尔方法(多值法)求解,用一阶Born近似完成亚密雷达散射截面(RCS)计算。计算中使用8组元混合空气、14个非平衡化学反应模型,考虑5种不同尺度的小钝头锥形物体,沿再入轨道取65至34公里,共13个高程的飞行条件。通过计算得到了再入体尾迹各流场参数、电子密度分布及湍流亚密尾迹的RCS。结果说明再入钝锥细长体粘性尾迹的转捩特性对于等离子体的散射性质具有决定性的作用;再入弹头尾迹等离子体对地面单站雷达发射波的回波主要来源于尾迹湍流亚密的非相干散射;对确定的波长,当环境雷诺数达到临界值之后,可能出现RCS的突增现象;不同物形及来流条件造成尾迹转捩位置的改变,从而影响RCS的数值及其沿轨道的分布;改变尾迹颈部初值会引起RCS值的明显变化。 展开更多
关键词 等离子体尾迹 雷达散射 再入飞行器 湍流 航天器
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High-order sliding mode attitude controller design for reentry flight 被引量:7
16
作者 Liang Wang Yongzhi Sheng Xiangdong Liu 《Journal of Systems Engineering and Electronics》 SCIE EI CSCD 2014年第5期848-858,共11页
A novel high-order sliding mode control strategy is proposed for the attitude control problem of reentry vehicles in the presence of parametric uncertainties and external disturbances, which results in the robust and ... A novel high-order sliding mode control strategy is proposed for the attitude control problem of reentry vehicles in the presence of parametric uncertainties and external disturbances, which results in the robust and accurate tracking of the aerodynamic angle commands with the finite time convergence. The proposed control strategy is developed on the basis of integral sliding mode philosophy, which combines conventional sliding mode control and a linear quadratic regulator over a finite time interval with a free-final-state and allows the finite-time establishment of a high-order sliding mode. Firstly, a second-order sliding mode attitude controller is designed in the proposed high-order siding mode control framework. Then, to address the control chattering problem, a virtual control is introduced in the control design and hence a third-order sliding mode attitude controller is developed, leading to the chattering reduction as well as the control accuracy improvement. Finally, simulation examples are given to illustrate the effectiveness of the theoretical results. 展开更多
关键词 reentry vehicle attitude control high-order sliding mode control integral sliding mode.
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再入返回离轨时机及制动策略 被引量:5
17
作者 王献忠 汤敏兰 +1 位作者 张丽敏 刘禹 《航天控制》 CSCD 北大核心 2016年第4期53-58,共6页
水平定点着落再入返回飞行器对再入角、再入点至着落点的纵程和横程有较严格的要求,飞行器侧向机动能力决定最大横程误差和可返回时机。为设计满足上述要求的飞行轨迹,提出了一种离轨时机及制动策略计算方法。根据再入轨迹分析和着落点... 水平定点着落再入返回飞行器对再入角、再入点至着落点的纵程和横程有较严格的要求,飞行器侧向机动能力决定最大横程误差和可返回时机。为设计满足上述要求的飞行轨迹,提出了一种离轨时机及制动策略计算方法。根据再入轨迹分析和着落点经纬度,估计再入轨道最优升交点地理经度;利用横程误差计算返回圈升交点地理经度范围,并推算升交点地理经度优选离轨时机;通过地固系下再入角估计惯性系下速度倾角,由再入点经纬高和速度倾角推算离轨制动时刻及速度增量,由迭代修正生成离轨制动策略,并经算例仿真验证。 展开更多
关键词 再入飞行器 制动 离轨 再入轨迹 再入返回 纵程 横程 再入角
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升力式再入飞行器多约束多阶段弹道优化设计 被引量:8
18
作者 黄育秋 何麟书 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第7期144-148,共5页
结合再入飞行器实际任务需要,以升力式再入飞行器机动突防弹道优化设计为研究目的,给出了多约束多阶段弹道优化模型,研究了弹道优化数值解法理论,将该多约束多阶段优化问题的多个阶段弹道优化模型统一于1个优化算法;采用直接法+序列二... 结合再入飞行器实际任务需要,以升力式再入飞行器机动突防弹道优化设计为研究目的,给出了多约束多阶段弹道优化模型,研究了弹道优化数值解法理论,将该多约束多阶段优化问题的多个阶段弹道优化模型统一于1个优化算法;采用直接法+序列二次规划法解该优化问题,得到了满足相应约束的再入机动突防弹道.仿真结果表明,采用该方法能够进行升力式再入飞行器的再入机动突防弹道的优化设计,并具有较好的效果. 展开更多
关键词 再入飞行器 多约束多阶段弹道优化 机动突防 直接法 序列二次规划
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高超声速再入飞行器抗饱和控制系统设计 被引量:8
19
作者 杜立夫 蔡高华 +1 位作者 黄万伟 王丹晔 《航天控制》 CSCD 北大核心 2016年第2期9-14,共6页
针对高超声速再入飞行器纵向静不稳定模型,在考虑气动执行机构饱和非线性特性的情况下,研究了一种基于补偿方案的抗饱和控制系统设计方法。该方法把系统输入饱和特性视为不确定性,采用H∞回路成形技术设计了标称控制器;然后针对标称控... 针对高超声速再入飞行器纵向静不稳定模型,在考虑气动执行机构饱和非线性特性的情况下,研究了一种基于补偿方案的抗饱和控制系统设计方法。该方法把系统输入饱和特性视为不确定性,采用H∞回路成形技术设计了标称控制器;然后针对标称控制器与被控对象所组成的闭环系统进行补偿器设计;最后基于高超声速再入飞行器纵向静不稳定模型验证了该补偿方案的有效性。 展开更多
关键词 高超声速 再入飞行器 输入饱和 扇形界 线性矩阵不等式 抗饱和补偿器
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再入飞行器最优减速研究 被引量:7
20
作者 孙鹏 张合新 孟飞 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2006年第2期1-5,共5页
针对飞行器再入时,再入速度太高的问题,就再入飞行器的减速控制问题进行了研究,对减速的目的、意义及方法进行了探讨,并分析了攻角的变化与减速增程的关系,并在此基础上应用现代最优控制理论对平面再入减速控制进行了最优设计,提出了以... 针对飞行器再入时,再入速度太高的问题,就再入飞行器的减速控制问题进行了研究,对减速的目的、意义及方法进行了探讨,并分析了攻角的变化与减速增程的关系,并在此基础上应用现代最优控制理论对平面再入减速控制进行了最优设计,提出了以再入时间为性能指标的最优控制方法,进行了数学仿真。结果表明,这种方法不仅可以达到减速的目的,而且可以增程,具有一定的实际意义。 展开更多
关键词 再入飞行器 减速 增程 最优控制 仿真
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