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基于高斯伪谱方法的再入飞行器预测校正制导方法研究 被引量:39
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作者 水尊师 周军 葛致磊 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期1249-1255,共7页
为了提高再入制导的适应性和鲁棒性,提出了一种最优预测校正制导方法。根据伪谱方法将再入动力学微分方程约束转换为代数方程约束,将制导问题转换为不需要积分弹道的最优规划问题,利用Gauss伪谱法收敛速度快、精度高的特点,设计了航路... 为了提高再入制导的适应性和鲁棒性,提出了一种最优预测校正制导方法。根据伪谱方法将再入动力学微分方程约束转换为代数方程约束,将制导问题转换为不需要积分弹道的最优规划问题,利用Gauss伪谱法收敛速度快、精度高的特点,设计了航路点间分段优化的伪谱自适应鲁棒再入制导律,对制导律的特性进行了分析。数值仿真表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒性,仿真表明校正时间很短,具有应用于在线制导的潜力。 展开更多
关键词 再入制导 轨迹优化 预测校正 航路制导
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高超声速滑翔飞行器再入段制导方法综述 被引量:21
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作者 刘思源 梁子璇 +1 位作者 任章 李清东 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2016年第6期1-13,共13页
针对高超声速滑翔飞行器再入飞行段,回顾了制导技术的发展历程和研究现状。建立了高超声速滑翔飞行器运动模型,并分析了再入段的路径约束、终端约束和地理约束。将再入制导方法分为三类:标准轨迹制导方法、预测—校正制导方法、混合制... 针对高超声速滑翔飞行器再入飞行段,回顾了制导技术的发展历程和研究现状。建立了高超声速滑翔飞行器运动模型,并分析了再入段的路径约束、终端约束和地理约束。将再入制导方法分为三类:标准轨迹制导方法、预测—校正制导方法、混合制导方法,分别对研究现状进行了综述。然后,专门针对侧向平面制导方法进行了讨论和分类,根据飞行任务不同分为了常规约束的制导问题与附加地理约束的制导问题两类。最后,对再入制导方法进行了总结,并结合未来高超声速滑翔飞行器的任务需求,展望了再入制导技术的发展方向。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 再入制导 轨迹跟踪 预测—校正 混合制导 侧向制导
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基于Gauss伪谱法的高超声速飞行器多约束三维再入轨迹优化 被引量:20
3
作者 姚寅伟 李华滨 《航天控制》 CSCD 北大核心 2012年第2期33-38,45,共7页
高超声速飞行器再入飞行过程中,需要满足多种过程约束和终端状态约束,同时再入初始状态根据飞行任务不同会有较大变化,针对其特点的快速轨迹优化问题已成为当今热点。本文研究了一种基于"初值轨迹生成+Gauss伪谱法+SQP求解NLP"... 高超声速飞行器再入飞行过程中,需要满足多种过程约束和终端状态约束,同时再入初始状态根据飞行任务不同会有较大变化,针对其特点的快速轨迹优化问题已成为当今热点。本文研究了一种基于"初值轨迹生成+Gauss伪谱法+SQP求解NLP"的方法,既利用了Gauss伪谱法收敛快、精度高的特点,又结合初值轨迹生成算法,弥补了Gauss伪谱法对初值敏感的不足。本文在仿真过程中选取再入总吸热量最小为性能指标,求解了满足多种约束的再入轨迹,并将优化的结果与数值积分的结果进行比较,验证了此算法有效性和可行性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 再入 轨迹优化 GAUSS伪谱法
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载人登月飞行器高速返回再入制导技术研究 被引量:20
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作者 胡军 张钊 《控制理论与应用》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第12期1678-1685,共8页
返回再入段是载人登月任务完成后,保证宇航员安全返回地球的关键阶段,其跳跃式再入制导方法的研究是我国载人登月任务需要突破的一项重要关键技术.由于探月返回飞行器速度极高,其弹道特性与神舟飞船一类的近地轨道返回的飞行器有较大差... 返回再入段是载人登月任务完成后,保证宇航员安全返回地球的关键阶段,其跳跃式再入制导方法的研究是我国载人登月任务需要突破的一项重要关键技术.由于探月返回飞行器速度极高,其弹道特性与神舟飞船一类的近地轨道返回的飞行器有较大差别,也给制导导航与控制(简称GNC,以下同)系统设计带来较大挑战.与无人再入飞行器相比,载人飞行器需要具备防过载超限能力、大范围再入航程适应能力、高精度落点控制能力.为了满足上述要求,本文提出了一套基于全系数自适应校正的预测制导方案.在再入前,通过对基本倾侧角进行校正,提高了规划弹道对再入初始条件散布的适应性;再入后利用外环的预测与全系数自适应校正实现对规划弹道的持续修正,保证规划弹道与飞行器状态的匹配性,内环则采用短周期的弹道跟踪制导;对于横向制导,本文给出和比较了采用实时漏斗制导律、独立预测–校正制导律方案以及横航向独立自校正和耦合自校正方案. 展开更多
关键词 载人登月 跳跃式再入 预测制导 全系数自适应 弹道规划
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航天器再入轨迹与控制进展 被引量:13
5
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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利用高斯伪谱法求解具有最大横程的再入轨迹 被引量:19
6
作者 周文雅 杨涤 李顺利 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2010年第5期1038-1042,共5页
为了使升力式飞行器再入大气层后取得最大横程,采用高斯伪谱方法求解最优再入轨迹。利用微分形式高斯伪谱方法将飞行器三自由度再入轨迹优化问题转化为非线性规划问题,选取高斯节点上的状态量和控制量作为待优化参数,并将最优性能指标... 为了使升力式飞行器再入大气层后取得最大横程,采用高斯伪谱方法求解最优再入轨迹。利用微分形式高斯伪谱方法将飞行器三自由度再入轨迹优化问题转化为非线性规划问题,选取高斯节点上的状态量和控制量作为待优化参数,并将最优性能指标选为横程最大,然后对再入轨迹进行了求解。通过与按最大升阻比飞行方案所得结果进行对比,表明按所提方法求取的再入轨迹优于后者。此外,仿真过程还说明高斯伪谱法对状态猜测值并不敏感,算法容易收敛,适用于轨迹优化问题的求解。 展开更多
关键词 飞行器控制技术 再入轨迹 高斯伪谱法 最大横程 非线性规划
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登月返回地球再入轨迹的优化设计 被引量:16
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作者 南英 陆宇平 龚平 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期1842-1847,共6页
针对登月飞船返回地球,其再入速度为10.8km/s,返回舱的气动加热问题大幅度上升(相对再入速度为7.8km/s)。给出了多个不同条件下的最优返回再入飞行轨迹设计方案:(1)二次再入飞行方案;(2)单次再入飞行方案;(3)多次再入飞行方案。二次再... 针对登月飞船返回地球,其再入速度为10.8km/s,返回舱的气动加热问题大幅度上升(相对再入速度为7.8km/s)。给出了多个不同条件下的最优返回再入飞行轨迹设计方案:(1)二次再入飞行方案;(2)单次再入飞行方案;(3)多次再入飞行方案。二次再入飞行方案优于单次再入飞行方案,因为前者可使热防护系统质量下降,具体体现在气动加热上,并容易工程实现。气动加热环境的结果如下:二次再入的最大气动热流密度<单次再入的最大气动热流密度,并且,单次再入的总气动加热量>二次再入的总气动加热量。 展开更多
关键词 登月航天器 再入飞行 轨迹优化
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基于hp自适应伪谱法的飞行器再入轨迹优化与制导 被引量:13
8
作者 夏红伟 李秋实 +2 位作者 李莉 宋效正 王常虹 《中国惯性技术学报》 EI CSCD 北大核心 2015年第6期818-823,共6页
研究了一种基于hp自适应伪谱法的飞行器再入在线轨迹优化与制导方法。首先针对飞行器再入段在末速度最大的条件约束下进行了轨迹优化;然后针对再入段地球大气分布不均匀、建模误差、扰动等因素,设计了基于hp自适应伪谱法的反馈制导方法... 研究了一种基于hp自适应伪谱法的飞行器再入在线轨迹优化与制导方法。首先针对飞行器再入段在末速度最大的条件约束下进行了轨迹优化;然后针对再入段地球大气分布不均匀、建模误差、扰动等因素,设计了基于hp自适应伪谱法的反馈制导方法;最后进行了数学仿真研究。仿真结果表明:采用本文提出的反馈制导方法得到的末速度为6.93 km/s,比未采用闭环制导的方法提高了0.33 km/s,并且制导精度提高了15倍。 展开更多
关键词 飞行器再入 hp自适应伪谱法 轨迹优化 反馈制导
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多高超声速飞行器静态协同再入制导方法 被引量:13
9
作者 乔浩 李师尧 李新国 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第5期541-552,共12页
为实现多高超声速飞行器的协同再入,提出一种基于参考轨迹的静态协同再入制导方法。首先以实际轨迹长度代替大圆弧假设,研究了实际轨迹长度与总飞行时间的对应关系,提出采用公共轨迹长度作为协调变量的思路;然后设计了一种双层协同框架... 为实现多高超声速飞行器的协同再入,提出一种基于参考轨迹的静态协同再入制导方法。首先以实际轨迹长度代替大圆弧假设,研究了实际轨迹长度与总飞行时间的对应关系,提出采用公共轨迹长度作为协调变量的思路;然后设计了一种双层协同框架,其中协调层将轨迹长度作为协调参数进行协调匹配,执行层依据分配的协调参数完成再入飞行;最后针对协同再入的时间一致性要求,提出一种新的协同逻辑转换策略,将终端时间的一致性问题转化为到达截止时间的状态收敛问题。该方法在能量域内进行公共参考轨迹设计,之后通过时域信息提取在时域内完成公共参考轨迹跟踪,最终实现多成员的协同再入。分别在标称状态与模拟扰动环境对所提方法进行了数值仿真,结果表明,所提方法能够简明实现多飞行器的再入协同制导,具有较好的应用潜力。 展开更多
关键词 协同再入 静态协同 轨迹长度 双层协同框架 动态航向校准
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弯体机动再入飞行器气动特性研究 被引量:12
10
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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RLV再入轨迹机载快速优化 被引量:8
11
作者 王明光 袁建平 罗建军 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期253-256,313,共5页
为了可重复使用飞行器再入轨迹机载快速优化的需求,开发一种再入轨迹快速优化算法。根据RLV再入三维轨迹的特点,引入了新的假设,对RLV再入轨迹状态方程进行简化处理,使优化迭代计算量大大减少,在此基础上,使用乘子法对再入终端约束进行... 为了可重复使用飞行器再入轨迹机载快速优化的需求,开发一种再入轨迹快速优化算法。根据RLV再入三维轨迹的特点,引入了新的假设,对RLV再入轨迹状态方程进行简化处理,使优化迭代计算量大大减少,在此基础上,使用乘子法对再入终端约束进行处理,然后用共轭梯度法求解优化再入轨迹,最后以美国航天飞机为例计算再入最优轨迹。结果验证该算法在满足约束条件的情况下,具有很快的收敛速度,在不同初始再入条件和终端约束条件下,计算机时一般小于一分钟。该算法具有很好的工程应用前景。 展开更多
关键词 可重复使用飞行器 再入轨迹 快速优化 乘子法 共轭梯度法
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基于NSGA-II算法的RLV多目标再入轨迹优化设计 被引量:11
12
作者 陈刚 胡莹 +2 位作者 徐敏 万自明 陈士橹 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期133-137,共5页
传统的再入轨迹优化设计通常只考虑单目标优化问题,例如最小热流、最小大航程、最小控制能量等。随着人们对降低费用和提高性能的期望越来越高,多目标再入轨迹优化问题也引起了注意。以往人们通过加权因子等方法将多目标问题转化为单目... 传统的再入轨迹优化设计通常只考虑单目标优化问题,例如最小热流、最小大航程、最小控制能量等。随着人们对降低费用和提高性能的期望越来越高,多目标再入轨迹优化问题也引起了注意。以往人们通过加权因子等方法将多目标问题转化为单目标问题,避免了复杂的多目标优化算法的应用。但也引入了新的参数,且每次优化只能获得与该参数相关的1个解。N SGA-II算法是最近发展起来的具有优良性能的多目标遗传算法,它引入了快速分类、约束支配和精英策略,1次运行可以获得多个Pareto最优解。文中利用N SGA-II算法来求解具有最小热载和最大横程的2个目标的再入轨迹优化问题。算例表明N SGA-II算法能够有效地搜索到优化轨迹的Pareto前沿,是RLV初步设计的有力工具。 展开更多
关键词 多目标优化 再入轨迹 Pareto方法 NSGA—Ⅱ
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一种新型RLV再入轨迹在线规划方法 被引量:11
13
作者 沈振 胡钰 +1 位作者 任章 宋剑爽 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第8期1670-1675,共6页
针对可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle,RLV)再入轨迹在线规划问题,提出了一种基于割线法的标准轨迹快速生成方法。该方法以驻点热流、法向过载、动压和平衡滑翔限制为再入过程约束,以再入初始点和结束点的高度、速度为再入端... 针对可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle,RLV)再入轨迹在线规划问题,提出了一种基于割线法的标准轨迹快速生成方法。该方法以驻点热流、法向过载、动压和平衡滑翔限制为再入过程约束,以再入初始点和结束点的高度、速度为再入端点约束;在阻力加速度-速度平面内建立约束模型后,设计了折线形式的标准轨迹;采用割线法迭代计算轨迹转折点以调整轨迹形状,使最终规划轨迹对应的航程和终端点速度同时满足设计需求。最后取3种不同航程的再入情况进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法能够在1秒内完成再入轨迹规划,并在一定航程范围内适用,能够满足在线设计标准再入轨迹的实时要求。 展开更多
关键词 可重复使用运载器 再入 标准轨迹 在线规划 割线法
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Footprint Problem with Angle of Attack Optimization for High Lifting Reentry Vehicle 被引量:9
14
作者 LI Huifeng ZHANG Ran +1 位作者 LI Zhaoying ZHANG Rui 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CSCD 2012年第2期243-251,共9页
A formal analysis to footprint problem with effects of angle of attack (AOA) is presented. First a flexible and rapid standardized method for footprint generation is developed. Zero bank angle control strategy and t... A formal analysis to footprint problem with effects of angle of attack (AOA) is presented. First a flexible and rapid standardized method for footprint generation is developed. Zero bank angle control strategy and the maximum crossrange method are used to obtain virtual target set; afterward, closed-loop bank angle guidance law is used to find footprint by solving closest approach problem for each element in virtual target set. Then based on quasi-equilibrium glide condition, the typical inequality reentry trajectory constraints are converted to angle of attack lower boundary constraint. Constrained by the lower boundary, an original and practical angle of attack parametric method is proposed. By using parametric angle of attack profile, optimization algorithm for angle of attack is designed and the impact of angle of attack to footprint is discussed. Simulations with different angle of attack profiles are presented to demonstrate the performance of the proposed footprint solution method and validity of optimal algorithm. 展开更多
关键词 reentry angle of attack optimization FOOTPRINT trajectory constraints bank angle control
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返回舱弹道重建与黑障区弹道再现研究 被引量:9
15
作者 汪清 和争春 +1 位作者 方方 万宗国 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第6期595-599,615,共6页
对于飞船返回舱,黑障区弹道再现是再入飞行试验气动分析工作的重要环节。利用舱上测量数据和有限的雷达测量数据重构飞行弹道,是黑障区弹道再现的有效方法。本文建立了返回舱弹道重建的数学模型,包括运动学模型、观测模型、测量误差模型... 对于飞船返回舱,黑障区弹道再现是再入飞行试验气动分析工作的重要环节。利用舱上测量数据和有限的雷达测量数据重构飞行弹道,是黑障区弹道再现的有效方法。本文建立了返回舱弹道重建的数学模型,包括运动学模型、观测模型、测量误差模型,从而将返回舱弹道重建问题转化为一个非线性动态系统的参数辨识问题。给出了基于极大似然判据和Newton Raphson迭代的弹道重建算法。对某飞船返回舱的飞行试验数据进行了计算和分析,结果证实了弹道重建数学模型的正确性和算法的可行性。通过弹道重建,不仅再现了黑障区的弹道,而且提供了可靠的、完整的弹道数据。 展开更多
关键词 飞船返回舱 再人飞行 弹道重建 极大似然准则 黑障区
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载人飞船再入大气层的最优轨迹与制导研究 被引量:6
16
作者 王志刚 南英 吕学富 《导弹与航天运载技术》 1996年第1期1-9,共9页
研究了载人飞船以弹道一升力方式再入大气层的最优轨迹和最优反馈增益的基准轨道制导法、组合快速预报法,对两种制导法进行了比较,从而得出了几个重要结论。
关键词 载人 航天器 再入轨道 再入制导 最优设计
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月球探测再入返回试验后续飞行方案研究 被引量:9
17
作者 刘磊 唐歌实 +4 位作者 胡松杰 陈略 刘勇 谢剑锋 周建亮 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2015年第1期9-17,共9页
对于中国月球探测再入返回飞行试验的剩余推进剂,研究并设计了后续飞行方案。首先,基于月球探测再入返回飞行试验任务结束后的轨道和卫星状况,分析了可行的探测目标,确定了以日地月空间和相应平动点作为探测目标的后续飞行方案。其次,... 对于中国月球探测再入返回飞行试验的剩余推进剂,研究并设计了后续飞行方案。首先,基于月球探测再入返回飞行试验任务结束后的轨道和卫星状况,分析了可行的探测目标,确定了以日地月空间和相应平动点作为探测目标的后续飞行方案。其次,针对后续飞行方案中的轨道设计与控制需求,研究了平动点轨道直接转移入轨方法和不同系统的平动点轨道转移方法。相对于目前常见的基于不变流形的平动点转移轨道设计方法,文章方法无需进行大量的流形计算,因而计算步骤简单,计算量大大降低,尤其便于实际飞行任务应用。最后,设计了后续飞行方案的飞行轨道和相应的控制方案,同时分析了控制操作的地面测控条件。研究结果表明,基于月球探测再入返回飞行试验任务的剩余推进剂,完全可以在日地月空间开展多项具有创新性和重要应用价值的飞行试验验证,为我国后续"夸父"和月球探测等深空探测任务积累宝贵的测控技术和经验,同时为后续深空探测的"多目标多任务"设计思路提供有益借鉴。 展开更多
关键词 再入返回试验 月球探测 飞行方案 轨道设计 平动点
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基于序列凸优化的高超声速飞行器协同再入轨迹规划 被引量:9
18
作者 宋瑞 朱勇 +2 位作者 徐广通 孙景亮 龙腾 《战术导弹技术》 北大核心 2020年第6期7-16,共10页
面向高超声速飞行器协同飞行任务需求,提出了一种基于序列凸优化的协同再入轨迹规划方法。综合考虑飞行动力学、热流、过载、动压、禁飞区与避碰约束,建立了协同轨迹规划最优控制模型。通过线性化与离散化将原问题模型转化为凸优化问题... 面向高超声速飞行器协同飞行任务需求,提出了一种基于序列凸优化的协同再入轨迹规划方法。综合考虑飞行动力学、热流、过载、动压、禁飞区与避碰约束,建立了协同轨迹规划最优控制模型。通过线性化与离散化将原问题模型转化为凸优化问题模型。提出了一种信赖域更新策略,在迭代过程中根据性能指标自适应调整信赖域半径,在保证求解精度的前提下提高了序列凸优化算法的收敛速度。仿真结果表明:该方法的求解效率和轨迹结果的最优性均优于传统的伪谱法。 展开更多
关键词 序列凸优化 高超声速飞行器 协同再入 轨迹规划
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再入返回离轨时机及制动策略 被引量:5
19
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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载人航天持续发展所需的先进制导控制关键技术 被引量:7
20
作者 陆平 敬忠良 胡士强 《载人航天》 CSCD 2011年第5期25-32,共8页
着重介绍美国NASA近年来在对先进制导与控制技术在载人航天重要性的认识过程,提出其所具有的特征,及利用该技术可能取得的在提高航天任务安全性和降低成本方面经典技术无法做到的优越性。最后以载人飞船在探月返回地球时进行跳跃式再入... 着重介绍美国NASA近年来在对先进制导与控制技术在载人航天重要性的认识过程,提出其所具有的特征,及利用该技术可能取得的在提高航天任务安全性和降低成本方面经典技术无法做到的优越性。最后以载人飞船在探月返回地球时进行跳跃式再入大气层飞行的制导任务为例,用Monte Carlo仿真结果表明,现有的"阿波罗"跳跃式再入制导算法无法满足精度要求,而先进预测-矫正跳跃式再入制导算法具有更广的自适应性,大大提高了着陆的精确性和安全完成任务的可靠性。 展开更多
关键词 制导 控制 航天 再入 轨迹规划 仿真
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