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一种攻角剖面可实时修正的再入制导算法
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作者 李青羊 刘俊辉 +1 位作者 单家元 曹宇 《战术导弹技术》 北大核心 2024年第3期99-107,共9页
针对高超声速滑翔飞行器预测校正制导计算效率低的问题,提出一种基于攻角-速度剖面实时修正的预测校正制导算法。利用准平衡滑翔条件将再入过程约束转化为高度-速度剖面下的飞行走廊,设计三段式的飞行剖面进行轨迹规划以满足终端状态约... 针对高超声速滑翔飞行器预测校正制导计算效率低的问题,提出一种基于攻角-速度剖面实时修正的预测校正制导算法。利用准平衡滑翔条件将再入过程约束转化为高度-速度剖面下的飞行走廊,设计三段式的飞行剖面进行轨迹规划以满足终端状态约束。纵向剖面在事先设定的攻角剖面的基础上,通过建立攻角增量与剩余航程增量间的映射关系,反解计算攻角修正指令,以满足航程约束。侧向制导通过航向角偏差走廊确定倾侧角符号,控制侧向的机动。数值仿真实验验证了算法能够同时满足终端速度、高度以及航程约束,且计算耗时短,具有一定的鲁棒性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 准平衡滑翔 飞行走廊 再入制导 攻角-速度剖面 高度-速度剖面
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一种无动力条件下的再入滑翔飞行编队制导方法
2
作者 沈馨 李响 +2 位作者 张后军 郭宇恒 刘旭 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2023年第4期74-80,共7页
根据无动力再入滑翔飞行器的飞行特点,以再入滑翔飞行器为对象,构建了一种无动力条件下的编队制导方法。再入滑翔飞行编队采用“领航-跟随”方式,通过气动阻力调节速度达到编队目的。针对气动阻力与气动升力密切耦合,严格的三维编队位... 根据无动力再入滑翔飞行器的飞行特点,以再入滑翔飞行器为对象,构建了一种无动力条件下的编队制导方法。再入滑翔飞行编队采用“领航-跟随”方式,通过气动阻力调节速度达到编队目的。针对气动阻力与气动升力密切耦合,严格的三维编队位置约束难以满足的问题,放宽高度方向位置约束,代之以准平衡滑翔反馈。针对无动力再入飞行时间长、距离远、速度调节能力弱的客观现实,将整个再入飞行编队分为编队形成和编队保持两个阶段,并采取不同的制导律,且在形成阶段限制领航者不做横向机动。仿真结果表明,该方法能够导引飞行器较快地形成编队且保持指定的队形飞行到交班点。 展开更多
关键词 编队飞行 再入制导 准平衡滑翔 时间协同
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准平衡滑翔轨迹在线规划与跟踪制导方法研究 被引量:4
3
作者 杨丁 刘明 +2 位作者 汤国建 刘鲁华 宋建强 《航天控制》 CSCD 北大核心 2016年第5期33-38,45,共7页
针对飞行器在线轨迹规划问题提出一种基于准平衡滑翔条件的轨迹在线规划方法及利用PID控制器实现的全状态跟踪制导方法。利用准平衡滑翔条件推导了高度、速度及航程等关键参数之间的解析关系,基于此条件结合飞行器当前状态与终端约束实... 针对飞行器在线轨迹规划问题提出一种基于准平衡滑翔条件的轨迹在线规划方法及利用PID控制器实现的全状态跟踪制导方法。利用准平衡滑翔条件推导了高度、速度及航程等关键参数之间的解析关系,基于此条件结合飞行器当前状态与终端约束实现了物理可实现的滑翔轨迹快速规划;根据需要的速度和高度反馈量设计了PID控制器,实现纵向轨迹跟踪,通过飞行器航向误差走廊保证了飞行航向。仿真算例验证了该方法能实现轨迹在线规划,并对外部偏差具有较强的鲁棒性。 展开更多
关键词 准平衡滑翔 在线轨迹规划 跟踪制导
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基于优化剖面的再入飞行器最小射程轨迹设计
4
作者 杨凌霄 闵昌万 +1 位作者 肖振 杨丁 《空间电子技术》 2016年第3期54-59,共6页
文章对于再入滑翔式飞行器在拟平衡滑翔条件下最小射程的问题提出一种新的研究方式。由于纵向侧向运动状态相耦合,小射程的航迹规划具有很大挑战性和工程需求。以攻角和倾侧角为调节弹道能量、减小射程的控制量,通过研究拟平衡滑翔情况... 文章对于再入滑翔式飞行器在拟平衡滑翔条件下最小射程的问题提出一种新的研究方式。由于纵向侧向运动状态相耦合,小射程的航迹规划具有很大挑战性和工程需求。以攻角和倾侧角为调节弹道能量、减小射程的控制量,通过研究拟平衡滑翔情况下射程与升阻比的关系确定攻角剖面,射程与阻力加速度及能量的关系确定飞行剖面的优化变量。以飞行过程所受的多约束建立安全可行的飞行走廊上下边界,在走廊内对D-e剖面进行最小射程为目标的优化。并在此基础上,对优化后的D-e剖面进行跟踪,以证明规划的最小射程弹道的可实现性。 展开更多
关键词 轨迹优化 最小射程 拟平衡滑翔 能量管理 跟踪
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高超声速飞行器多约束多种机动突防模式弹道规划 被引量:16
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作者 张科南 周浩 陈万春 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第3期85-90,共6页
为了提高高超声速飞行器的突防概率,利用优化理论,规划了多约束5种机动突防模式弹道(3种横向机动方式,2种纵向机动方式).把连续的控制变量离散为分段常值函数,将最优控制问题转换为参数优化问题,利用序列二次规划方法求解.规划过程中,... 为了提高高超声速飞行器的突防概率,利用优化理论,规划了多约束5种机动突防模式弹道(3种横向机动方式,2种纵向机动方式).把连续的控制变量离散为分段常值函数,将最优控制问题转换为参数优化问题,利用序列二次规划方法求解.规划过程中,提出了改进的拟平衡滑翔条件,建立了攻角和倾侧角间的一种约束关系,减少了一个控制变量,而且能够保证弹道的平缓.多个算例表明,规划出的弹道能够满足约束和突防的要求,验证了该文规划方法的有效性. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 弹道规划 机动突防 拟平衡滑翔
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高超声速滑翔飞行器约束预测校正再入制导 被引量:12
6
作者 王智 唐硕 闫晓东 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2012年第2期175-180,共6页
针对大升阻比高超声速滑翔飞行器的再入制导问题,将再入轨迹划分为初始下降段、过渡段和准平衡滑翔段。初始下降段采用定倾侧角飞行,过渡段在最大倾侧角附近飞行,准平衡滑翔段利用数值预测校正方法和准平衡滑翔条件在线设计同时满足过... 针对大升阻比高超声速滑翔飞行器的再入制导问题,将再入轨迹划分为初始下降段、过渡段和准平衡滑翔段。初始下降段采用定倾侧角飞行,过渡段在最大倾侧角附近飞行,准平衡滑翔段利用数值预测校正方法和准平衡滑翔条件在线设计同时满足过程约束和终端约束的倾侧角制导律。通过标准条件和扰动条件下的仿真结果表明,这种制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。 展开更多
关键词 再入制导 预测校正 准平衡滑翔 高超声速滑翔飞行器
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考虑禁飞圆的滑翔式机动弹道与气动特性参数耦合设计 被引量:12
7
作者 雍恩米 钱炜祺 +1 位作者 唐伟 冯毅 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第1期66-75,共10页
为获得滑翔式再入飞行器最佳气动与弹道机动性能,针对规避禁飞圆的远程滑翔式再入问题提出了一种机动弹道与气动特性参数耦合设计方法。耦合设计外环以气动特性参数为设计变量,基于抛物阻力极线模型提取最大升阻比和对应升力系数为气动... 为获得滑翔式再入飞行器最佳气动与弹道机动性能,针对规避禁飞圆的远程滑翔式再入问题提出了一种机动弹道与气动特性参数耦合设计方法。耦合设计外环以气动特性参数为设计变量,基于抛物阻力极线模型提取最大升阻比和对应升力系数为气动特性参数;耦合设计内环以泛化升力系数和侧倾角为设计变量,获得给定升阻特性下能规避禁飞圆且满足再入走廊要求的滑翔式再入轨迹。耦合设计问题以再入驻点总热流最小为优化目标,以再入走廊、终端位置和速度为约束,求解满足弹道机动要求且目标函数最小的最佳气动特性参数。提出了一种规避禁飞圆的侧向几何制导逻辑用于内环轨迹设计。仿真算例得出禁飞圆半径越大,需要的滑翔式再入飞行器最大升阻比越大,且再入轨迹刚好能绕过禁飞圆。仿真结果验证了耦合设计方法和侧向制导逻辑的有效性,该方法可为飞行器方案设计时的气动布局选型等工作提供参考。 展开更多
关键词 高超声速 气动特性 耦合设计 禁飞圆 拟平衡滑翔
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一种可重复使用再入飞行器的覆盖区求解方法 被引量:6
8
作者 曾夕娟 钟范俊 +2 位作者 丁学良 李惠峰 程晓明 《载人航天》 CSCD 2017年第1期14-20,32,共8页
针对覆盖区的三个子问题——最大纵程问题、固定纵程下最大横程问题和内边界问题,设计了求解方法。在"r-V"空间内引入约束的对数表达形式简化了再入走廊的表达,提出了将再入轨迹分为"初始下降段、边界跟踪段和终端调整段... 针对覆盖区的三个子问题——最大纵程问题、固定纵程下最大横程问题和内边界问题,设计了求解方法。在"r-V"空间内引入约束的对数表达形式简化了再入走廊的表达,提出了将再入轨迹分为"初始下降段、边界跟踪段和终端调整段"三段设计的轨迹规划方法,通过终端调整段的设计满足了再入终点的高度要求。为了跟踪所规划轨迹,引入了准平衡滑翔条件获取解析制导律。沿走廊上边界飞行获得最大纵程点;通过平移"边界跟踪段"轨迹使其布满再入走廊,解决固定纵程下的最大横程问题,获得外边界;而沿走廊下边界飞行获得覆盖区内边界。仿真结果表明方法快速、可行,在再入飞行器性能评估、再入任务设计和再入制导律评估等环节中具有工程应用价值。 展开更多
关键词 可重复使用再入飞行器 覆盖区 准平衡滑翔 “r-V”空间 轨迹规划
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再入飞行器标称攻角优化设计 被引量:5
9
作者 李惠峰 张冉 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第8期996-1000,共5页
再入飞行器的标称攻角在弹道规划以及飞行器覆盖能力分析中起到重要作用,由于再入飞行中气动加热严重,过载和动压约束严格,给标称攻角的设计带来很大困难.针对弹道射面内最大纵程和最小总热载荷问题,在考虑热流、动压和过载约束下分别... 再入飞行器的标称攻角在弹道规划以及飞行器覆盖能力分析中起到重要作用,由于再入飞行中气动加热严重,过载和动压约束严格,给标称攻角的设计带来很大困难.针对弹道射面内最大纵程和最小总热载荷问题,在考虑热流、动压和过载约束下分别进行标称飞行攻角的优化设计.首先将过程约束转化为对控制量攻角的约束,将需要优化的标称攻角通过分段线性函数参数化,把最优控制问题转化为4个参数的寻优问题,然后利用遗传算法获得参数的初始猜想,并设计序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)算法求解.仿真结果显示该方法能够快速获取再入标称飞行攻角,为再入轨迹优化和制导总体设计提供参考. 展开更多
关键词 再入飞行器 标称攻角 准平衡滑翔 攻角参数化
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高超声速飞行器纵向平面滑翔飞行制导控制方法 被引量:3
10
作者 王建华 刘鲁华 +1 位作者 王鹏 汤国建 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期58-66,共9页
针对高超声速飞行器纵向平面内准平衡滑翔制导控制问题,提出一种基于动态面控制和滑模控制的制导与姿态控制系统设计方法。建立高超声速飞行器纵向平面质心和绕质心运动模型,以航程预测-校正控制为出发点得到期望速度倾角并结合飞行器... 针对高超声速飞行器纵向平面内准平衡滑翔制导控制问题,提出一种基于动态面控制和滑模控制的制导与姿态控制系统设计方法。建立高超声速飞行器纵向平面质心和绕质心运动模型,以航程预测-校正控制为出发点得到期望速度倾角并结合飞行器纵向模型中速度倾角、攻角和俯仰角速率间的关系,利用动态面控制方法、终端滑模控制和二阶滑模控制方法完成高超声速飞行器纵向平面内制导与姿控系统设计。基于偏导系数矩阵形式的通用高超声速飞行器气动模型,完成期望攻角和左右升降舵偏角指令的解析计算。通过高超声速飞行器对该制导控制系统设计方法的有效性和鲁棒性进行仿真验证。根据数值仿真结果,系统阐述了高超声速飞行器进入准平衡滑翔飞行前后制导控制系统工作的特点,进而总结了从初始下降段到准平衡滑翔段交班飞行阶段制导控制系统设计需要注意的问题。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 制导控制系统 动态面控制 准平衡滑翔 纵向平面
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临近空间滑翔飞行器初始下降段轨迹规划 被引量:1
11
作者 孙建波 潘幸华 赵育善 《战术导弹技术》 北大核心 2020年第5期114-120,共7页
对临近空间滑翔飞行器初始下降段的轨迹规划问题进行了深入研究。首先利用拟平衡滑翔条件,推导了初始下降段末端的切换条件;然后将初始下降段分为开环控制段和轨迹规划段,在轨迹规划段以攻角作为控制量,设计满足过程约束、切换条件和控... 对临近空间滑翔飞行器初始下降段的轨迹规划问题进行了深入研究。首先利用拟平衡滑翔条件,推导了初始下降段末端的切换条件;然后将初始下降段分为开环控制段和轨迹规划段,在轨迹规划段以攻角作为控制量,设计满足过程约束、切换条件和控制约束的控制律。根据所建动力学模型,采用高斯伪谱法进行轨迹优化;以航迹角偏差为自变量,设计圆弧过渡函数生成攻角指令。仿真结果表明:两种方法都能满足各种约束,且圆弧过渡法不依赖于传统的标称攻角设计,计算量小,便于在线运用。 展开更多
关键词 临近空间滑翔飞行器 初始下降段 拟平衡滑翔 高斯伪谱法 圆弧过渡法
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基于能量的高超声速飞行器再入混合制导方法 被引量:11
12
作者 王青 莫华东 +1 位作者 吴振东 董朝阳 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第5期579-584,共6页
针对大升阻比高超声速飞行器滑翔再入制导问题,提出一种基于能量的混合制导方法.建立以能量为自变量的三自由度运动学方程,利用拟平衡滑翔特性将过程约束转换成倾侧角约束.纵向制导在初始下降段采用固定数值倾侧角飞行,在拟平衡滑翔段... 针对大升阻比高超声速飞行器滑翔再入制导问题,提出一种基于能量的混合制导方法.建立以能量为自变量的三自由度运动学方程,利用拟平衡滑翔特性将过程约束转换成倾侧角约束.纵向制导在初始下降段采用固定数值倾侧角飞行,在拟平衡滑翔段基于剩余航程随能量单调变化的特性将标准轨迹进行分段,然后分段进行在线预测校正制导.侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的倾侧角反转逻辑,以保证侧向制导精度.分析研究和仿真结果表明该方法易于实现,有效减小了制导指令的解算时间,制导和落点精度高,且对再入初始偏差及过程扰动不敏感. 展开更多
关键词 再入制导 预测校正 航路点 拟平衡滑翔条件 高超声速飞行器
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远程滑翔导弹滑翔段制导算法研究 被引量:6
13
作者 魏毅寅 李瑜 段广仁 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期481-485,571,共6页
提出了一种满足多种约束的远程滑翔导弹滑翔段在线规划制导算法。给出了攻角参考剖面与倾侧角大小的边界。利用拟平衡滑翔条件简化了滑翔段弹道。考虑地球旋转影响,利用修正的拟平衡滑翔条件,并结合速度与待飞航程的关系,将满足多约束... 提出了一种满足多种约束的远程滑翔导弹滑翔段在线规划制导算法。给出了攻角参考剖面与倾侧角大小的边界。利用拟平衡滑翔条件简化了滑翔段弹道。考虑地球旋转影响,利用修正的拟平衡滑翔条件,并结合速度与待飞航程的关系,将满足多约束的纵向参考弹道设计问题转化为单参数搜索问题。利用LQR方法完成纵向参考弹道跟踪,并采用改进的侧向制导策略生成侧向弹道。仿真结果表明,给出的制导算法可在线生成满足多种约束的三自由度弹道,在远程滑翔导弹滑翔段制导控制方面有一定的应用前景。 展开更多
关键词 远程滑翔导弹 滑翔制导 拟平衡滑翔条件
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基于准平衡滑翔的解析再入制导方法 被引量:7
14
作者 王肖 郭杰 +1 位作者 唐胜景 祁帅 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期58-67,共10页
针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔... 针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 再入制导 解析解 准平衡滑翔条件
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基于拟平衡滑翔的数值预测再入轨迹规划算法 被引量:7
15
作者 卢宝刚 傅瑜 +1 位作者 崔乃刚 单文昭 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期14-19,共6页
针对高超声速飞行器三维约束再入轨迹规划问题,提出一种基于拟平衡滑翔条件的数值预测再入轨迹规划方法.该方法在以倾侧角为控制量的基础上,增加对攻角的控制作用,能够充分利用再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件.根据飞行路径角剖面和攻... 针对高超声速飞行器三维约束再入轨迹规划问题,提出一种基于拟平衡滑翔条件的数值预测再入轨迹规划方法.该方法在以倾侧角为控制量的基础上,增加对攻角的控制作用,能够充分利用再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件.根据飞行路径角剖面和攻角剖面分别对再入航程和终端速度进行数值预测;借助拟平衡滑翔条件计算能够保持平衡滑翔飞行的倾侧角,同时将飞行过程约束转化为对倾侧角的约束;以CAV-H再入飞行器为例进行仿真分析.仿真结果表明,该数值预测轨迹规划算法不仅能够使CAV-H的再入轨迹具备平滑弹道的优良特性,而且对目标点的改变具有很强的适应性. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 轨迹规划 拟平衡滑翔条件 数值预测 再入
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标准轨迹制导中准平衡滑翔条件优化研究 被引量:3
16
作者 熊子豪 任章 +1 位作者 江若冲 陈建 《导航定位与授时》 2016年第4期47-52,共6页
对于可重复使用运载器标准轨迹再入制导,准平衡滑翔条件可以将高度-速度平面内各项再入约束形成的飞行走廊,转换为倾侧角-速度空间内的倾侧角走廊。通过在倾侧角走廊内设计倾侧角曲线,可以生成满足飞行走廊的标准轨迹。通过论证标准轨... 对于可重复使用运载器标准轨迹再入制导,准平衡滑翔条件可以将高度-速度平面内各项再入约束形成的飞行走廊,转换为倾侧角-速度空间内的倾侧角走廊。通过在倾侧角走廊内设计倾侧角曲线,可以生成满足飞行走廊的标准轨迹。通过论证标准轨迹再入制导过程中的准平衡滑翔条件及其物理意义,说明了由倾侧角走廊内的倾侧角曲线生成的标准轨迹,存在突破再入飞行走廊边界的可能性。通过对倾侧角走廊边界设置余度,极大地降低了标准轨迹突破再入飞行走廊边界的可能性,提高了标准轨迹的设计成功率。 展开更多
关键词 可重复使用运载器 再入制导 轨迹规划 准平衡滑翔条件 再入走廊
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高超声速无动力滑翔飞行器最优弹道研究 被引量:2
17
作者 张烨琛 包为民 +1 位作者 闵昌万 张宁宁 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2014年第4期5-8,共4页
分析高超声速无动力滑翔飞行器滑翔段最大射程弹道普遍存在的分段现象。根据该现象将滑翔段分为过渡段与准平衡滑翔段两段。提出基于Legendre伪谱法的弹道优化设计方法:在过渡段以其终点速度最大为优化目标对攻角进行优化;在准平衡滑翔... 分析高超声速无动力滑翔飞行器滑翔段最大射程弹道普遍存在的分段现象。根据该现象将滑翔段分为过渡段与准平衡滑翔段两段。提出基于Legendre伪谱法的弹道优化设计方法:在过渡段以其终点速度最大为优化目标对攻角进行优化;在准平衡滑翔段直接将攻角设计为最大升阻比攻角,经分析,该方法所得射程与滑翔段全程优化所得射程几乎相同。该方法简化了滑翔段射程优化问题。 展开更多
关键词 过渡段 准平衡滑翔段 弹道优化 LEGENDRE伪谱法
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基于坡度率的再入飞行器在线轨迹规划 被引量:2
18
作者 张科南 《战术导弹技术》 北大核心 2015年第5期24-29,共6页
为了实现再入飞行器轨迹快速生成,提出了一种在线轨迹规划方法。利用改进的拟平衡滑翔条件,提出了坡度率的概念。通过设计坡度率,可获得不同航程的纵平面弹道。为了加大航程的调节范围,在基于坡度率的纵向轨迹规划方法基础上,引入了倾侧... 为了实现再入飞行器轨迹快速生成,提出了一种在线轨迹规划方法。利用改进的拟平衡滑翔条件,提出了坡度率的概念。通过设计坡度率,可获得不同航程的纵平面弹道。为了加大航程的调节范围,在基于坡度率的纵向轨迹规划方法基础上,引入了倾侧角,同时规划坡度率和倾侧角可以获得较大范围的航程覆盖区。飞行器航程跟坡度率、倾侧角、初始航向误差角、飞行时间存在对应关系。离线计算若干条不同工况的轨迹并存盘,当给定新的目标点时,只需计算出目标点距离初始点的航程和目标视线角,通过插值得到所需的坡度率、倾侧角、航向误差角和飞行时间,然后利用轨迹积分,能够快速获得一条完整的三自由度轨迹。仿真表明,利用本文的方法,生成一条实际飞行时间2000 s的再入轨迹,只需要0.2 s左右,极大地提高了在线轨迹设计效率。 展开更多
关键词 再入飞行器 轨迹规划 坡度率 改进拟平衡滑翔条件
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Adaptive Constrained On-board Guidance Technology forPowered Glide Vehicle
19
作者 Huang Rong Wei Changzhu +1 位作者 Liu Yanbin Lu Yuping 《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》 EI CSCD 2017年第2期125-133,共9页
To make full use of expanded maneuverability and increased range,adaptive constrained on-board guidance technology is the key capability for a glide vehicle with a double-pulse rocket engine,especially under the requi... To make full use of expanded maneuverability and increased range,adaptive constrained on-board guidance technology is the key capability for a glide vehicle with a double-pulse rocket engine,especially under the requirements of desired target changing and on-line reconfigurable control and guidance.Based on the rapid footprint analysis,whether the new target is within the current footprint area is firstly judged.If not,the rocket engine ignites by the logic obtained from the analysis of optimal flight range by the method of hp-adaptive Gauss pseudospectral method(hp-GPM).Then,an on-board trajectory generation method based on powered quasi-equilibrium glide condition(QEGC)and linear quadratic regulator(LQR)method is used to guide the vehicle to the new target.The effectiveness of the guidance method consisted of powered on-board trajectory generation,LQR trajectory tracking,footprint calculation,and ignition time determination is indicated by some simulation examples. 展开更多
关键词 adaptive constrained on-board guidance double-pulse rocket engine hp-adaptive Gauss pseudospectral method powered quasi-equilibrium glide condition linear quadratic regulator(LQR)trajectory tracking
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多约束RLV快速再入轨迹规划 被引量:1
20
作者 何曾彦 许北辰 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2009年第2期81-84,共4页
研究了一种多约束的重复使用运载器(RLV)三自由度快速再入轨迹规划方法。对于高超声速远程的情况,考虑地球旋转对轨迹规划的精度影响较显著,提出了完整的拟平衡条件;将RLV再入过程划分为两段:初始下降段和滑翔段。首先,将再入走廊转化... 研究了一种多约束的重复使用运载器(RLV)三自由度快速再入轨迹规划方法。对于高超声速远程的情况,考虑地球旋转对轨迹规划的精度影响较显著,提出了完整的拟平衡条件;将RLV再入过程划分为两段:初始下降段和滑翔段。首先,将再入走廊转化为控制量的上下边界,在搜索满足航程的控制量时引入近似的纬度和航向角;其次,以终点航程横向偏差为依据迭代搜索改变倾侧方向的时刻;最后,提出航程修正的方法,进一步提高终端落点的精度。通过仿真验证了快速轨迹规划的有效性。 展开更多
关键词 重复使用运载器 拟平衡滑翔条件 横向调整 航程修正
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