傾側(cè)
- 一種近似解析的再入滑翔飛行器可達(dá)域快速生成方法
巨平等[5]選取傾側(cè)角為時(shí)間的分段常值函數(shù),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(dá)域計(jì)算方法,采用固定的攻角剖面,僅對傾側(cè)角進(jìn)行單變量尋優(yōu)。此外,還有一些研究者打破了剖面假設(shè)、擬平衡滑翔假設(shè)等藩籬,設(shè)計(jì)了其他類型的可達(dá)域求解方法,如基于虛擬目標(biāo)點(diǎn)[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(shè)計(jì)相關(guān)剖面,其可達(dá)域范圍更大且更接近實(shí)際值。如藺君等[12]對攻角、傾側(cè)角進(jìn)行參數(shù)化,
航天控制 2023年4期2023-09-04
- 基于強(qiáng)化學(xué)習(xí)的禁飛區(qū)繞飛智能制導(dǎo)技術(shù)
相結(jié)合的方式更新傾側(cè)角的幅值，側(cè)向制導(dǎo)設(shè)計(jì)了一種傾側(cè)角反轉(zhuǎn)邏輯的切換機(jī)制，利用航向角誤差走廊和航向角導(dǎo)向區(qū)域控制飛行器的側(cè)向運(yùn)動(dòng)。趙亮博等［9］開展了基于虛擬目標(biāo)導(dǎo)引的高速飛行器禁飛區(qū)規(guī)避制導(dǎo)方法研究，結(jié)合Dubins 曲線軌跡規(guī)劃方法與比例導(dǎo)引方法實(shí)時(shí)跟蹤虛擬目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)飛行器對禁飛區(qū)的規(guī)避制導(dǎo)。章吉力等［10-11］對禁飛區(qū)影響下的空天飛機(jī)可達(dá)區(qū)域計(jì)算方法進(jìn)行了研究，從極限繞飛軌跡與禁飛區(qū)的切點(diǎn)出發(fā)，提出繞過禁飛區(qū)后的可達(dá)區(qū)域計(jì)算方法，并研究一種考慮禁飛
航空學(xué)報(bào) 2023年11期2023-07-29
- 高超聲速滑翔飛行器運(yùn)動(dòng)性能分析
的定量研究,分析傾側(cè)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(yīng)全階終端無抖振滑?？刂坡蒣11]和改進(jìn)的自適應(yīng)偽譜法求解策略[12]指導(dǎo)軌跡優(yōu)化和制導(dǎo)方法設(shè)計(jì);還有一類則旨在對HGV的復(fù)雜運(yùn)動(dòng)軌跡進(jìn)行預(yù)測,基于低軌雙星系統(tǒng)對目標(biāo)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?qū)δ繕?biāo)機(jī)動(dòng)特性的分析融入到預(yù)測算法的設(shè)計(jì)過程之中[14],以實(shí)現(xiàn)對HGV的復(fù)雜機(jī)動(dòng)彈道進(jìn)行精
計(jì)算機(jī)仿真 2023年5期2023-07-03
- 帶傾側(cè)角約束STT形式及BTT形式的機(jī)動(dòng)飛行器速度控制方法
賈平會(huì)，程云鵬帶傾側(cè)角約束STT形式及BTT形式的機(jī)動(dòng)飛行器速度控制方法顏楚雄，宋加洪，秦緒國，賈平會(huì)，程云鵬（北京航天長征飛行器研究所，北京，100076）隨著飛行任務(wù)的變化，對機(jī)動(dòng)飛行器進(jìn)行速度控制時(shí)的運(yùn)動(dòng)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(yīng)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(cè)角約
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2023年1期2023-03-09
- 滑翔導(dǎo)彈軌跡跟蹤與能量管理模型設(shè)計(jì)與仿真
4-5］通過規(guī)劃傾側(cè)角-速度剖面模型構(gòu)建H-V 再入走廊，結(jié)合航向誤差走廊模型優(yōu)化傾側(cè)反轉(zhuǎn)時(shí)機(jī)，在滿足終端高度、速度約束的同時(shí)，將航向角誤差控制在一定范圍內(nèi)。在此基礎(chǔ)上，傅瑜［6-7］基于預(yù)測制導(dǎo)模型，通過在線積分得到末端狀態(tài)并以迭代的方式實(shí)現(xiàn)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(cè)翻轉(zhuǎn)邏輯進(jìn)行橫側(cè)向通道軌跡控制，存在橫側(cè)向航跡不固定、位移偏差大的問題，并不適用于有著嚴(yán)格禁飛安全距離約束的滑翔導(dǎo)彈。綜上所述，考慮到現(xiàn)有模型在跟蹤滑
系統(tǒng)仿真技術(shù) 2022年4期2023-01-17
- 基于強(qiáng)化學(xué)習(xí)的再入飛行器“新質(zhì)”走廊在線生成技術(shù)
角誤差走廊來確定傾側(cè)角的符號(hào),當(dāng)橫向控制量到達(dá)走廊邊界時(shí),傾側(cè)角符號(hào)翻轉(zhuǎn)。本文旨在研究基于強(qiáng)化學(xué)習(xí)的再入飛行器“新質(zhì)”走廊在線生成技術(shù),打破傳統(tǒng)預(yù)測校正制導(dǎo)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(dòng)壓等約束)和中末交班點(diǎn)約束的前提下,通過飛行器與環(huán)境大量交互“試錯(cuò)”,并借鑒人類基于反饋來調(diào)整學(xué)習(xí)策略的思想,設(shè)置有效的獎(jiǎng)勵(lì)(反饋)引導(dǎo),利用強(qiáng)化學(xué)習(xí)中PPO算法訓(xùn)練飛行器傾側(cè)角制導(dǎo)模型,顛覆現(xiàn)有制導(dǎo)方法在橫向走廊/縱向剖面的約束,實(shí)現(xiàn)飛行器基
航空學(xué)報(bào) 2022年9期2022-10-12
- 基于深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)與高度速率反饋的再入制導(dǎo)方法
路徑約束轉(zhuǎn)換為對傾側(cè)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(gè)需要關(guān)注的現(xiàn)象是：在再入滑翔過程中，飛行器高度會(huì)呈現(xiàn)一種周期性振蕩的現(xiàn)象。這種振蕩會(huì)使飛行器逾越路徑約束，甚至使準(zhǔn)平衡滑翔條件失效，嚴(yán)重影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性。文獻(xiàn)[8]在預(yù)測校正制導(dǎo)方法的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了一種參數(shù)化的反饋控制律，可以根據(jù)飛行器高度變化速率進(jìn)行傾側(cè)角幅值修正來抑制振蕩現(xiàn)象。文獻(xiàn)[9]則是以高度變化率及空速為輸入，設(shè)計(jì)模糊控制器對傾側(cè)角幅值進(jìn)行調(diào)節(jié)來抑制振蕩。但是這兩種方法
無人系統(tǒng)技術(shù) 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(dǎo)律設(shè)計(jì)
跡角和航向角；為傾側(cè)角；為地球自轉(zhuǎn)角速率，由于地球自轉(zhuǎn)影響較小，我們通?？梢院雎栽擁?xiàng)，從而簡化式（5）～（7）為由于是無動(dòng)力滑翔再入，采用零側(cè)滑角飛行，所以上述動(dòng)力學(xué)方程的控制量主要是攻角和傾側(cè)角，通過控制攻角能夠控制升力和阻力大小，通過控制傾側(cè)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(shè)計(jì)時(shí)主要考慮熱防護(hù)效應(yīng)。結(jié)合再入制導(dǎo)問題，由于攻角的調(diào)節(jié)代價(jià)遠(yuǎn)高于傾側(cè)角的調(diào)節(jié)代價(jià)，再入飛行器一般選擇用預(yù)定攻角剖面飛行，攻角采用與飛行速度有關(guān)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(dǎo)
剩、準(zhǔn)平衡滑翔、傾側(cè)轉(zhuǎn)彎和無動(dòng)力等特點(diǎn)，其制導(dǎo)任務(wù)通常是使飛行器在到達(dá)給定的待飛縱程時(shí)將其高度、速度、航跡方向角、彈道傾角等多個(gè)參數(shù)控制到期望的值，以實(shí)現(xiàn)和下一個(gè)飛行段的順利銜接。解決滑翔段制導(dǎo)問題應(yīng)用較多的制導(dǎo)方法有預(yù)測校正制導(dǎo)［1-9］、阻力加速度跟蹤制 導(dǎo)［10-14］、三 維 制 導(dǎo)［15-16］、解 析 制 導(dǎo)［17-21］等。在預(yù)測校正制導(dǎo)中，攻角剖面一般事先給定為一個(gè)隨速度或馬赫數(shù)變化的固定剖面，在制導(dǎo)中攻角僅在給定剖面基礎(chǔ)上做小幅調(diào)整。攻角
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 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(dǎo)方法
道積分預(yù)測以確定傾側(cè)角，計(jì)算量較大；各種跟蹤制導(dǎo)一般需要先設(shè)計(jì)參考軌跡或阻力加速度剖面，再對其進(jìn)行跟蹤。在上述兩大類制導(dǎo)方法中，攻角剖面或參考軌跡的設(shè)計(jì)是否合理、是否優(yōu)化，在很大程度上影響著制導(dǎo)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(dǎo)方法，嘗試通過直接解析的方法實(shí)現(xiàn)升力式飛行器的準(zhǔn)平衡滑翔飛行段制導(dǎo)任務(wù)，擺脫制導(dǎo)方法對攻角剖面或參考軌跡的依賴。1 中段制導(dǎo)問題概述假設(shè)飛行器已經(jīng)處于準(zhǔn)平衡滑翔飛行狀態(tài)，飛行器當(dāng)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(dǎo)技術(shù)研究
飛射程并校正一次傾側(cè)角的幅值,而在橫向制導(dǎo)中,需要時(shí)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(cè)角這一控制量來說,存在兩個(gè)制導(dǎo)周期,其幅值的制導(dǎo)周期是其符號(hào)制導(dǎo)周期的上百倍,存在明顯的不匹配.二是,預(yù)測校正制導(dǎo)需分別在縱向和橫向制導(dǎo)中對動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行兩次積分,縱向制導(dǎo)中的積分預(yù)測飛行器的待飛射程,橫向制導(dǎo)中的積分確定飛行狀態(tài),進(jìn)而確定傾側(cè)角的符號(hào),兩次積分過程存在明顯的冗余計(jì)算,所需要的制導(dǎo)指令解算時(shí)間較長.針
力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年7期2021-11-09
- 基于縱程解析解的飛行器智能橫程機(jī)動(dòng)再入?yún)f(xié)同制導(dǎo)
TT)模式，通過傾側(cè)反轉(zhuǎn)邏輯來控制飛行器側(cè)向機(jī)動(dòng)。但目前大多數(shù)再入制導(dǎo)問題未考慮時(shí)間約束，對協(xié)同再入制導(dǎo)的研究較少。關(guān)于時(shí)間可控再入制導(dǎo)可以歸結(jié)為縱向彈道調(diào)整與橫向傾側(cè)反轉(zhuǎn)設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[11]基于模型預(yù)測靜態(tài)規(guī)劃設(shè)計(jì)了協(xié)同再入制導(dǎo)方法，但該方法并未對終端速度與高度進(jìn)行約束管理，難以滿足工程實(shí)際需求。文獻(xiàn)[12]分析了影響飛行時(shí)間的因素，基于反向傳播(BP)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)提出一種時(shí)間可控再入制導(dǎo)方法。該方法通過BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在線預(yù)測剩余飛行時(shí)間，進(jìn)而調(diào)整航向角走廊寬度
兵工學(xué)報(bào) 2021年7期2021-08-28
- 可重復(fù)使用運(yùn)載器多約束魯棒預(yù)測校正制導(dǎo)
路點(diǎn)等地理約束,傾側(cè)角約束,同時(shí)還須考慮再入?yún)?shù)不確定性,這些問題對RLV的再入制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。針對過程約束等常規(guī)約束,通常采用預(yù)先設(shè)置約束走廊對阻力加速度或傾側(cè)角進(jìn)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(xiàn)[2]將過程約束轉(zhuǎn)化為阻力-能量走廊,通過設(shè)計(jì)標(biāo)稱阻力加速度剖面,并利用其二階導(dǎo)數(shù)得到傾側(cè)角幅值。Lu[3]提出統(tǒng)一適用的再入預(yù)測校正制導(dǎo)方法,較好解決了軌跡高度震蕩和過程約束問題。標(biāo)稱軌跡與優(yōu)化算法
系統(tǒng)工程與電子技術(shù) 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(dǎo)方法
飛行器轉(zhuǎn)彎半徑和傾側(cè)角的近似解析關(guān)系，結(jié)合Dubins曲線的路徑規(guī)劃方法生成禁飛區(qū)規(guī)避的制導(dǎo)策略。同時(shí)為修正規(guī)避引起的終端誤差，建立基于能量運(yùn)動(dòng)模型來解析預(yù)測航程，通過割線法對傾側(cè)角指令進(jìn)行迭代修正，實(shí)現(xiàn)航程校正控制。通過速度傾角的反饋控制設(shè)計(jì)，滿足終端高度約束。最后基于CAV-H的數(shù)學(xué)模型仿真驗(yàn)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(jì)算效率高、實(shí)時(shí)性好。1 飛行器運(yùn)動(dòng)建模1.1 再入運(yùn)動(dòng)方程本文研究的飛行器采用無動(dòng)力滑翔的方式再入，采取傾
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 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(yù)測校正再入制導(dǎo)方法
到剩余航程，進(jìn)行傾側(cè)角迭代。文獻(xiàn)[15]以低升力結(jié)構(gòu)的飛行器為背景應(yīng)用了預(yù)測—校正制導(dǎo)，并取得了很高的精度。還有許多學(xué)者針對更加具體的任務(wù)形式對預(yù)測—校正制導(dǎo)做出了一些改進(jìn)。文獻(xiàn)[16]在火星大氣進(jìn)入的背景下考慮到傾側(cè)角多次反號(hào)會(huì)產(chǎn)生燃料消耗過多的問題，把預(yù)測環(huán)節(jié)引入了側(cè)向制導(dǎo)中，給出了只經(jīng)過一次反轉(zhuǎn)就使末端橫程為零的側(cè)向制導(dǎo)律。文獻(xiàn)[17]應(yīng)用準(zhǔn)平衡滑翔條件(QEGC)來進(jìn)行攻角設(shè)計(jì)，進(jìn)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(xiàn)
宇航學(xué)報(bào) 2021年1期2021-02-23
- 高超聲速滑翔再入飛行器的可達(dá)區(qū)快速預(yù)測*
前者的關(guān)鍵是獲得傾側(cè)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(shù)值優(yōu)化方法獲得傾側(cè)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(cè)角的控制律表達(dá)式；③將傾側(cè)角設(shè)置為常值[9]。這三種方法的精度、運(yùn)算量和依賴的先驗(yàn)信息量是逐漸減小的?？蛇_(dá)區(qū)邊界的獲取目前有兩種方法：①遍歷法，即通過計(jì)算不同縱程或傾側(cè)角條件下的最大橫程彈道，將末段點(diǎn)連接構(gòu)成邊界；②橢圓近似法，即將可達(dá)區(qū)近似為橢圓形，利用最大縱程和最大橫程三個(gè)末端點(diǎn)計(jì)算橢
國防科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年1期2021-02-01
- 基于差分進(jìn)化算法的再入可達(dá)域快速計(jì)算
題轉(zhuǎn)化為求解次優(yōu)傾側(cè)角控制律問題，進(jìn)一步將其等價(jià)為虛擬目標(biāo)逼近問題，并將過程約束轉(zhuǎn)化為傾側(cè)角約束，得到再入可達(dá)域。根據(jù)文獻(xiàn)[7]在分析攻角優(yōu)化問題的基礎(chǔ)上，基于擬平衡滑翔條件結(jié)合飛行器再入多種約束，得到再入攻角的設(shè)計(jì)空間，給出再入攻角剖面設(shè)計(jì)方法，并應(yīng)用于再入可達(dá)域優(yōu)化。文獻(xiàn)[8]利用擬平衡滑翔條件，通過零值傾側(cè)角和最大橫向航程生成虛擬目標(biāo)集，將再入強(qiáng)約束條件轉(zhuǎn)化為攻角下邊界約束條件，得到飛行器再入可達(dá)域。文獻(xiàn)[9]將可重復(fù)使用飛行器再入可達(dá)域轉(zhuǎn)化為參數(shù)優(yōu)
中國空間科學(xué)技術(shù) 2020年4期2020-12-01
- TSTO運(yùn)載器一級(jí)返場軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)與在線生成
大慣量的機(jī)體導(dǎo)致傾側(cè)角多次翻轉(zhuǎn)存在困難，難以采用典型升力式再入飛行器的傾側(cè)角翻轉(zhuǎn)邏輯。最后，一子級(jí)外形兼顧高速和低速性能，在寬域范圍內(nèi)氣動(dòng)特性變化顯著[20]。上述特點(diǎn)對如何設(shè)計(jì)軌跡從而兼顧轉(zhuǎn)向需求、可實(shí)現(xiàn)性和光滑平穩(wěn)特性提出了挑戰(zhàn)。一子級(jí)返場面臨的另一個(gè)突出問題是組合體分離存在明顯的分離擾動(dòng)，其過程機(jī)理復(fù)雜、模擬困難[21]。分離擾動(dòng)將顯著影響飛行器狀態(tài)，造成一子級(jí)返場初始狀態(tài)與標(biāo)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(jí)返場軌跡在線生成問
航空學(xué)報(bào) 2020年11期2020-12-01
- 火星大氣進(jìn)入段抗飽和固定時(shí)間阻力加速度跟蹤制導(dǎo)律設(shè)計(jì)*
計(jì)制導(dǎo)律，再通過傾側(cè)角反號(hào)完成橫向制導(dǎo)。目前橫程和航向角常用于設(shè)計(jì)傾側(cè)角反號(hào)邏輯，Lu等[17]利用速度設(shè)計(jì)了二次型的橫程閾值，進(jìn)行傾側(cè)角切換。郭敏文和Christopher W等[18-19]設(shè)計(jì)了速度的線性函數(shù)作為橫程閾值。利用橫程閾值設(shè)計(jì)的傾側(cè)角邏輯計(jì)算相對復(fù)雜且計(jì)算量大，增加了宇航計(jì)算機(jī)的運(yùn)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(shè)計(jì)反號(hào)邏輯。趙振華等[20]將航向角誤差閾值設(shè)計(jì)為常值進(jìn)行傾側(cè)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(diǎn)分段的預(yù)測校正再入制導(dǎo)方法
以生成一條合適的傾側(cè)角指令，引導(dǎo)空天飛行器沿著新的軌跡飛向目標(biāo)點(diǎn)。預(yù)測校正算法被應(yīng)用在許多方面，其可行性已在多個(gè)環(huán)境的仿真中得到了驗(yàn)證，主要包括可重復(fù)使用的運(yùn)載火箭再入，月球進(jìn)入及探月飛行器再入返回，火星進(jìn)入和精確著陸等。研究人員對預(yù)測校正制導(dǎo)算法進(jìn)行了有針對性的優(yōu)化?；A(chǔ)的預(yù)測校正制導(dǎo)算法由Xue S等在文獻(xiàn)［8］中提出，并通過X-33 測試驗(yàn)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(yù)測校正制導(dǎo)方法，利用龍格-庫塔數(shù)值積分實(shí)現(xiàn)彈道
無人系統(tǒng)技術(shù) 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(dǎo)
問題，設(shè)計(jì)了解析傾側(cè)角剖面以滿足再入軌跡航程約束，引入預(yù)測校正算法修正傾側(cè)角剖面，并基于人工勢場法設(shè)計(jì)了側(cè)向制導(dǎo)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(jié)果驗(yàn)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(dǎo)；人工勢場法0 引 言高超聲速滑翔飛行器（Hypersonic Gliding Vehicle，HGV）作為遠(yuǎn)程快速精確打擊系統(tǒng)武器，具有大航程、寬速域、強(qiáng)突防的特點(diǎn)[1,2]。HGV的再入飛行
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2020年3期2020-06-22
- 高超聲速滑翔飛行器傾側(cè)角影響分析
參數(shù)主要是攻角和傾側(cè)角[2]，所以飛行器滑翔段的彈道特性也主要受攻角和傾側(cè)角影響。文獻(xiàn)[3]在縱向平面內(nèi)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(guān)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(xiàn)[4]利用平衡滑翔條件，構(gòu)建了高超聲速飛行器航程與飛行時(shí)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(xiàn)[5]在最大升阻比平衡滑翔條件下，利用數(shù)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(xué)報(bào) 2020年4期2020-05-21
- 橫程動(dòng)態(tài)約束的預(yù)測-校正再入制導(dǎo)方法
定滿足航程要求的傾側(cè)角幅值函數(shù)。側(cè)向制導(dǎo)一般沿用標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)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(diào)整傾側(cè)角符號(hào)，將飛行器引向目標(biāo)。文獻(xiàn)[5-9]選取航向角偏差作為走廊約束量，當(dāng)航向角偏差大于邊界值時(shí)傾側(cè)角反轉(zhuǎn)。這種方法的缺點(diǎn)是隨著再入飛行器逐漸接近目標(biāo)點(diǎn)，航向角偏差波動(dòng)會(huì)越來越大，致使再入末端發(fā)生多次反轉(zhuǎn)。文獻(xiàn)[10-12]利用再入橫程變化相對緩慢的特點(diǎn)設(shè)計(jì)了漏斗形的橫程走廊，避免再入末端不必要的傾側(cè)角反轉(zhuǎn)。文獻(xiàn)[13]為防止橫向運(yùn)動(dòng)沖出走廊
宇航學(xué)報(bào) 2020年4期2020-05-21
- 一種自適應(yīng)滑模臨近空間飛行器跟蹤制導(dǎo)方法*
出，縱向運(yùn)動(dòng)僅與傾側(cè)角大小相關(guān)，因此可通過調(diào)節(jié)攻角和傾側(cè)角大小跟蹤縱向軌跡，而通過傾側(cè)角符號(hào)控制航向?qū)崿F(xiàn)側(cè)向軌跡的跟蹤。(25)式中：式中:CLv、CLr、CLα為氣動(dòng)升力系數(shù)CL對v、r、α的偏導(dǎo)數(shù)；CDv、CDr、CDα為氣動(dòng)阻力系數(shù)CD對v、r、α的偏導(dǎo)數(shù)；ρr為大氣密度ρ對地心矢徑r的偏導(dǎo)數(shù)。為簡化計(jì)算，可令二次型性能指標(biāo)中加權(quán)矩陣Q和T為對角矩陣，則二次型性能指標(biāo)可轉(zhuǎn)換為:Q33(δr)2+T11(δα)2+T22(δ|γc|)2]dt(26)式
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2019年1期2019-07-30
- 5 000 t起重船穩(wěn)性衡準(zhǔn)研究及NAPA宏命令應(yīng)用
起重船承受的風(fēng)壓傾側(cè)力矩，kN·m;Mh為起重機(jī)起吊荷重傾側(cè)力矩，kN·m；MI為船舶不對稱裝載傾側(cè)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(zhǔn)數(shù)Kc滿足(2)式(2)中:Lq為最小傾復(fù)力臂(不計(jì)橫搖角)，m；Lf為風(fēng)壓傾側(cè)力臂，m。本文以供應(yīng)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(shí)的作業(yè)狀態(tài)為例進(jìn)行NAPA宏命令編輯計(jì)算，校核穩(wěn)性衡準(zhǔn)，結(jié)果見表1。表1 起重船在作業(yè)狀態(tài)下的穩(wěn)性校核結(jié)果
- 面對稱飛行器橫側(cè)向穩(wěn)定控制設(shè)計(jì)研究
道，反饋側(cè)滑角、傾側(cè)角及偏航角速度；副翼增穩(wěn)，反饋滾轉(zhuǎn)角速度。b）策略二：副翼主導(dǎo)控制橫側(cè)向通道，反饋側(cè)滑角、傾側(cè)角及滾轉(zhuǎn)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(cè)向通道，反饋側(cè)滑角及偏航角速度；副翼控制橫向通道，反饋傾側(cè)角及滾轉(zhuǎn)角速度。圖1展示了輸入為1°傾側(cè)角指令時(shí)，系統(tǒng)的狀態(tài)響應(yīng)及舵偏角曲線。圖1 狀態(tài)響應(yīng)及舵偏角曲線( dLCDP＜0)Fig.1 The State Response, Rudder and Aileron Cur
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2019年3期2019-07-11
- 高超聲速滑翔飛行器軌跡預(yù)測分析*
并通過調(diào)整攻角和傾側(cè)角實(shí)現(xiàn)飛行器控制。為了描述方便，在半速度坐標(biāo)系中建立運(yùn)動(dòng)方程，目標(biāo)的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)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(zhì)心的距離，為經(jīng)度，φ為緯度，這6個(gè)量描述飛行器的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)；ωe為地球自轉(zhuǎn)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(zhuǎn)角速度分量，m為飛行器質(zhì)量；L為總升力，D為阻力，與控制量攻角有關(guān)，υ為傾側(cè)角，同樣為控制量。氣動(dòng)升力和氣動(dòng)阻力的計(jì)算方
火力與指揮控制 2019年2期2019-03-14
- 基于準(zhǔn)平衡滑翔的解析再入制導(dǎo)方法
值預(yù)測建立攻角、傾側(cè)角與縱程、橫程之間的線性關(guān)系，進(jìn)而校正控制量。文獻(xiàn)[6-10]將過程約束轉(zhuǎn)化為傾側(cè)角幅值約束，然后利用傾側(cè)角剖面預(yù)測終端待飛航程，并校正傾側(cè)角指令。文獻(xiàn)[11-12]設(shè)計(jì)了兩種分段預(yù)測校正制導(dǎo)算法，利用預(yù)設(shè)航路點(diǎn)將軌跡分段預(yù)測，提高了計(jì)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(xiàn)[4,13-14]設(shè)計(jì)并改進(jìn)了一種適用于各類升阻比飛行器的數(shù)值預(yù)測校正制導(dǎo)算法，以航程誤差校正傾側(cè)角剖面作為基準(zhǔn)算法，輔以高度變化率反饋以滿足過程
兵工學(xué)報(bào) 2019年1期2019-02-15
- 類IXV飛行器初期再入制導(dǎo)與姿態(tài)控制方法研究*
角剖面，在線生成傾側(cè)角指令”的制導(dǎo)方案，預(yù)測-校正制導(dǎo)實(shí)現(xiàn)對傾側(cè)角指令的在線調(diào)節(jié).2.1 標(biāo)稱傾側(cè)角剖面設(shè)計(jì)飛行器的傾側(cè)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(cè)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(cè)角調(diào)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(dǎo)模式.當(dāng)飛行器達(dá)到擬平衡滑翔邊界或指定高度、能量時(shí)，進(jìn)入擬平衡滑翔段，傾側(cè)角剖面|σ|取為
空間控制技術(shù)與應(yīng)用 2018年3期2018-07-12
- 再入飛行器平穩(wěn)滑翔可達(dá)區(qū)域計(jì)算分析
件的閉環(huán)近似最優(yōu)傾側(cè)角控制算法，推導(dǎo)出一種飛行器的可達(dá)區(qū)域快速生成方法。國內(nèi)學(xué)者在這方面也進(jìn)行了相關(guān)的研究。文獻(xiàn)[5]使用高斯偽譜法進(jìn)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(diǎn)用直線連接，得到一個(gè)多邊形的近似的可達(dá)區(qū)域。文獻(xiàn)[6]將該問題轉(zhuǎn)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(fù)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(jìn)行優(yōu)化，然后將這些軌跡的終點(diǎn)連起來構(gòu)成近似的可達(dá)區(qū)域。此外，在再
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2018年5期2018-06-05
- 典型控制規(guī)律滑翔飛行器的軌跡預(yù)測方法*
制參數(shù)——攻角和傾側(cè)角建模成一階Gauss- Markov過程，聯(lián)合飛行器在半速度坐標(biāo)系下的運(yùn)動(dòng)微分方程組成擴(kuò)展的狀態(tài)變量，選擇飛行器的經(jīng)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(shù)進(jìn)行濾波辨識(shí)，結(jié)合控制參數(shù)的辨識(shí)值重構(gòu)其規(guī)律，進(jìn)而預(yù)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(yù)報(bào)效果，結(jié)果表明所提方法對傾側(cè)角不翻轉(zhuǎn)的情況具有良好的預(yù)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(shù)辨識(shí)；無跡卡爾曼濾波
現(xiàn)代防御技術(shù) 2017年4期2017-09-03
- 非一致終端約束下火星大氣進(jìn)入段制導(dǎo)律設(shè)計(jì)
主要通過實(shí)時(shí)調(diào)整傾側(cè)角大小以改變升力方向，進(jìn)而調(diào)整探測器飛行軌跡。迄今為止，人類已經(jīng)進(jìn)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(wù)中只有7次成功，其中著陸過程技術(shù)故障是引起著陸任務(wù)失敗的主要原因[1]?；鹦沁M(jìn)入、下降和著陸是整個(gè)火星著陸過程中最為關(guān)鍵的階段，該階段的導(dǎo)航制導(dǎo)性能直接影響著陸任務(wù)的成敗[2]。影響大氣進(jìn)入段制導(dǎo)性能的主要因素為探測器的構(gòu)型參數(shù)和火星的大氣條件。探測器的構(gòu)型參數(shù)主要包括彈道系數(shù)和升阻比，它們均影響著
深空探測學(xué)報(bào) 2017年2期2017-07-03
- 改進(jìn)的探月返回飛船再入數(shù)值預(yù)測校正制導(dǎo)方法
制導(dǎo)方法在跳躍段傾側(cè)角的偏轉(zhuǎn)頻率、實(shí)現(xiàn)過載的有效抑制，采用搜索跳躍段的傾側(cè)角偏轉(zhuǎn)能量點(diǎn)和末段阻力加速度反饋補(bǔ)償?shù)姆椒?，提出了改進(jìn)的數(shù)值預(yù)測校正制導(dǎo)方法.首先，用割線法搜索傾側(cè)角偏轉(zhuǎn)能量點(diǎn)，使得飛船在跳躍段只進(jìn)行一次偏轉(zhuǎn)即可實(shí)現(xiàn)落點(diǎn)精度要求;然后，根據(jù)指數(shù)大氣假設(shè)，得到阻力加速度的導(dǎo)數(shù)，并根據(jù)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(dǎo)數(shù)與參考阻力加速度及其導(dǎo)數(shù)的誤差對傾側(cè)角的大小進(jìn)行反饋補(bǔ)償，抑制末段軌跡的過載.實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，該方法傾側(cè)角偏轉(zhuǎn)次數(shù)
哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2017年4期2017-04-19
- 考慮阻力加速度的再入預(yù)測－校正制導(dǎo)算法
橫向制導(dǎo)通過校正傾側(cè)角翻轉(zhuǎn)時(shí)機(jī)實(shí)現(xiàn)。與傳統(tǒng)的迭代預(yù)測校正制導(dǎo)算法相比，論文的制導(dǎo)算法同時(shí)校正縱向運(yùn)動(dòng)和橫向運(yùn)動(dòng)，提升了飛行器的再入制導(dǎo)能力。每一次校正只需兩次彈道預(yù)測，減少了制導(dǎo)的計(jì)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(qiáng)的處理能力。通過打靶仿真驗(yàn)證，論文的制導(dǎo)算法具有較高的制導(dǎo)精度和魯棒性。再入;制導(dǎo);預(yù)測－校正;阻力加速度;跟蹤微分器0 引 言升力式再入制導(dǎo)技術(shù)主要經(jīng)歷了兩個(gè)發(fā)展時(shí)期，一個(gè)是在20世紀(jì)70年代，該時(shí)期的研究主要針對航天飛機(jī)
宇航學(xué)報(bào) 2017年2期2017-03-27
- 一種在線再入側(cè)向制導(dǎo)方法
向制導(dǎo)方法不能對傾側(cè)角反轉(zhuǎn)次數(shù)進(jìn)行在線優(yōu)化,往往會(huì)給再入飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來沉重負(fù)擔(dān)。為此,利用偽譜法可在線快速求解優(yōu)化問題的特點(diǎn),提出了一種基于偽譜法的在線再入側(cè)向制導(dǎo)方法,并結(jié)合縱向預(yù)測校正制導(dǎo)法進(jìn)行再入制導(dǎo)解算以縮減優(yōu)化規(guī)模。仿真結(jié)果表明,在保證制導(dǎo)精度的前提下,所提方法有效地減少了傾側(cè)角反轉(zhuǎn)次數(shù)。再入飛行器; 側(cè)向制導(dǎo); 預(yù)測校正; 偽譜法0 引言再入飛行器的側(cè)向運(yùn)動(dòng)一般通過傾側(cè)角符號(hào)變化來實(shí)現(xiàn)。由于傾側(cè)角大范圍反轉(zhuǎn)通常會(huì)引發(fā)惡劣的氣動(dòng)特性
飛行力學(xué) 2016年6期2016-12-21
- 論環(huán)錠紡紗鋼絲圈外傾角τ′
絲圈；鋼領(lǐng)；位置傾側(cè)；加捻[1]的力學(xué)分析給出，紡紗時(shí)鋼絲圈發(fā)生傾側(cè)，其實(shí)是其所在平面MJA在鋼領(lǐng)上位置傾側(cè)，如圖1所示。圖1中線OO″表示錠軸z，點(diǎn)A是鋼絲圈與鋼領(lǐng)接觸點(diǎn)，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(diǎn)O′是力平衡點(diǎn)；圖中點(diǎn)M是鋼絲圈質(zhì)心，也是離心力FM的作用點(diǎn)；點(diǎn)J是紗與鋼絲圈的接觸點(diǎn)，也是紗張力Q的作用點(diǎn)；點(diǎn)A則是鋼領(lǐng)支反力N的作用點(diǎn)；這3點(diǎn)都在鋼絲圈平面上，故鋼絲圈平面名為MJA。它在平動(dòng)運(yùn)
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(cè)矩，通過谷物體積傾側(cè)矩來判定谷物穩(wěn)性計(jì)算數(shù)值。同時(shí)利用NAPA軟件來進(jìn)行校核計(jì)算，通過計(jì)算結(jié)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(jì)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(yùn)過程中裝載散裝谷物時(shí)，穩(wěn)性相關(guān)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(shí)
船舶職業(yè)教育 2016年4期2016-09-21
- 通用高速飛行器預(yù)測校正再入制導(dǎo)方法研究
條件給出了在指定傾側(cè)角下的參考航程的計(jì)算方法，并指出當(dāng)飛行器的初始航程超過參考航程時(shí)，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(dǎo)精度，不僅給出了精確計(jì)算當(dāng)前傾側(cè)角的方法，也給出了粗略調(diào)整終端傾側(cè)角方法。最后仿真驗(yàn)證了制導(dǎo)方法的有效性。通用高速飛行器；準(zhǔn)平衡滑翔條件；航程預(yù)測；預(yù)測校正制導(dǎo)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(nèi)進(jìn)行長距離無動(dòng)力滑翔飛行，實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程快速打
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2016年4期2016-04-13
- 風(fēng)干擾引起的飛行器附加攻角和附加側(cè)滑角計(jì)算方法
最小值計(jì)算方法、傾側(cè)角任意時(shí)附加攻角和附加側(cè)滑角最大和最小值計(jì)算方法、水平風(fēng)方向和傾側(cè)角均任意時(shí)附加攻角和附加側(cè)滑角最大和最小值計(jì)算方法，這些方法比航天傳統(tǒng)方法使用范圍更廣、更準(zhǔn)確，數(shù)值算例驗(yàn)證了其正確性。風(fēng)干擾；附加攻角；附加側(cè)滑角0 引 言風(fēng)干擾對大氣層內(nèi)飛行器有顯著影響，飛行器的彈道、制導(dǎo)、控制、載荷等多專業(yè)的分析和設(shè)計(jì)工作一般都需要考慮風(fēng)干擾影響[1～8]。對于主要依靠大推力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行控制的傳統(tǒng)運(yùn)載火箭，發(fā)動(dòng)機(jī)控制能力極強(qiáng)，完全可以抵消風(fēng)干擾的影響
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2016年5期2016-04-10
- 一種火星進(jìn)入段在線脫敏軌跡設(shè)計(jì)方法*
標(biāo)，利用該指標(biāo)為傾側(cè)角凸函數(shù)的特性將最優(yōu)求解問題轉(zhuǎn)換為簡單的動(dòng)態(tài)尋優(yōu)過程;其次，結(jié)合任務(wù)要求和估計(jì)的進(jìn)入點(diǎn)狀態(tài)，通過迭代得到同時(shí)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(dá)到與現(xiàn)有脫敏設(shè)計(jì)相近的末端狀態(tài)精度.魯棒制導(dǎo);在線脫敏設(shè)計(jì);火星進(jìn)入段制導(dǎo);脫敏最優(yōu)控制0 引 言目前，火星進(jìn)入、下降和著陸過程制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)的研究聚焦于如何實(shí)現(xiàn)0.1 km精確著陸精度［1］.其中，進(jìn)入段是氣動(dòng)環(huán)境最惡劣、高度跨度最大，參數(shù)變化及不確定性最多的階段［1
空間控制技術(shù)與應(yīng)用 2016年2期2016-04-06
- 標(biāo)準(zhǔn)軌跡制導(dǎo)中準(zhǔn)平衡滑翔條件優(yōu)化研究
飛行走廊，轉(zhuǎn)換為傾側(cè)角-速度空間內(nèi)的傾側(cè)角走廊。通過在傾側(cè)角走廊內(nèi)設(shè)計(jì)傾側(cè)角曲線，可以生成滿足飛行走廊的標(biāo)準(zhǔn)軌跡。通過論證標(biāo)準(zhǔn)軌跡再入制導(dǎo)過程中的準(zhǔn)平衡滑翔條件及其物理意義，說明了由傾側(cè)角走廊內(nèi)的傾側(cè)角曲線生成的標(biāo)準(zhǔn)軌跡，存在突破再入飛行走廊邊界的可能性。通過對傾側(cè)角走廊邊界設(shè)置余度，極大地降低了標(biāo)準(zhǔn)軌跡突破再入飛行走廊邊界的可能性，提高了標(biāo)準(zhǔn)軌跡的設(shè)計(jì)成功率?？芍貜?fù)使用運(yùn)載器；再入制導(dǎo)；軌跡規(guī)劃；準(zhǔn)平衡滑翔條件；再入走廊0 引言再入段是可重復(fù)使用運(yùn)載器從
導(dǎo)航定位與授時(shí) 2016年4期2016-03-16
- 天然氣壓縮機(jī)氣閥改造
詞：氣閥；液擊；傾側(cè)；彈簧力；液體粘滯DOI:10.3963/j.issn.1671-7953.2015.05.012中圖分類號(hào)：U664.5文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A文章編號(hào)：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(dòng)力的大氣制動(dòng)過程中近心點(diǎn)高度控制
.該方法通過改變傾側(cè)角調(diào)整氣動(dòng)力在高度方向上的分量來實(shí)現(xiàn)對近心點(diǎn)高度的控制，并且根據(jù)當(dāng)前近心點(diǎn)高度與預(yù)定高度的差值自動(dòng)調(diào)整反饋增益.仿真結(jié)果顯示，此方法可以在整個(gè)制動(dòng)過程中限制軌道近心點(diǎn)下降，并最終減少降低量，不但解決了近心點(diǎn)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(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程無推力且不考慮大氣隨中心天體運(yùn)動(dòng)的情況下，航天器在大氣中的運(yùn)動(dòng)方程可解耦為橫向運(yùn)動(dòng)方程和縱向運(yùn)動(dòng)方程［4］.以傾側(cè)角作為控制變量，橫向運(yùn)動(dòng)和縱向運(yùn)動(dòng)可分開控制
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2015年3期2015-12-20
- 基于粒子群優(yōu)化的再入可達(dá)區(qū)計(jì)算方法研究
優(yōu)化（PSO）和傾側(cè)角反轉(zhuǎn)相結(jié)合的混合求解方案。為了減小待優(yōu)化變量的搜尋空間，設(shè)計(jì)了一種參數(shù)化的傾側(cè)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(cè)角正向和逆向反轉(zhuǎn)邏輯直接生成傾側(cè)角指令集合，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器再入可達(dá)區(qū)的快速估算。高升阻比再入滑翔飛行器CAV-H仿真實(shí)例表明，該混合優(yōu)化求解方案易于實(shí)現(xiàn)且無需預(yù)估參數(shù)初值，具有良好的可操作性。兵器科學(xué)與技術(shù)；粒子群優(yōu)化；再入可達(dá)區(qū)；高超聲速飛行器；傾側(cè)角反轉(zhuǎn)邏輯0 引言高
兵工學(xué)報(bào) 2015年9期2015-11-19
- 基于擬平衡滑翔的數(shù)值預(yù)測再入軌跡規(guī)劃算法
，單純的依靠調(diào)節(jié)傾側(cè)角無法滿足需求，因此，通過對攻角剖面的設(shè)計(jì)滿足終端速度約束，通過對飛行路徑角角剖面的設(shè)計(jì)滿足航程約束，然后利用擬平衡滑翔條件計(jì)算傾側(cè)角進(jìn)行軌跡保持.此時(shí)，三維約束再入軌跡規(guī)劃問題被簡化為2個(gè)參數(shù)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(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型考慮地球自轉(zhuǎn)且假設(shè)地球?yàn)榫|(zhì)的圓球，建立如下再入飛行器三自由度運(yùn)動(dòng)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(xué)學(xué)報(bào) 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(shè)計(jì)
入走廊約束轉(zhuǎn)化成傾側(cè)角約束，通過搜索傾側(cè)角特征參數(shù)和傾側(cè)角反轉(zhuǎn)點(diǎn)實(shí)現(xiàn)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(diǎn)。以文獻(xiàn)［4］為基礎(chǔ)將CAV再入走廊約束轉(zhuǎn)化成傾側(cè)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(dòng)力模型不確定性對約束轉(zhuǎn)化的影響，從而提高生成軌跡的可行性。為了提高再入制導(dǎo)的靈活性，可采用同時(shí)修正攻角和傾側(cè)角的方式實(shí)現(xiàn)預(yù)測校正制導(dǎo)，分析了攻角攝動(dòng)對約束轉(zhuǎn)化的影響。然后，考慮地面威脅情況，結(jié)
航天控制 2015年5期2015-03-10
- 模糊變結(jié)構(gòu)在可重復(fù)使用運(yùn)載器再入軌跡跟蹤上的應(yīng)用
出一種快速收斂的傾側(cè)角反向時(shí)機(jī)在線規(guī)劃方法，提高側(cè)向制導(dǎo)的精度。1 RLV 動(dòng)力學(xué)建?？紤]地球?yàn)樾D(zhuǎn)圓球時(shí)，RLV 在航跡坐標(biāo)系中無動(dòng)力滑翔的無量綱質(zhì)心運(yùn)動(dòng)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(zhuǎn)角速度;γ、ψ、λ、φ 分別為航跡角、航向角、緯度和經(jīng)度;aL、aD分別為升、阻力加速度，均是控制變量攻角α 的函數(shù);σ 為控制變量傾側(cè)角。(1)式與(2)式分別為RLV 的縱向及側(cè)向運(yùn)動(dòng)方程，(3)式為航程表達(dá)式。2 基于模糊滑
兵工學(xué)報(bào) 2015年10期2015-02-28
- 基于傾側(cè)角反饋控制的預(yù)測校正再入制導(dǎo)方法
的過程約束轉(zhuǎn)化為傾側(cè)角的邊界約束，通過對運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行數(shù)值積分來預(yù)測飛行器的待飛航程誤差，實(shí)時(shí)校正傾側(cè)角控制指令。在此基礎(chǔ)上，文獻(xiàn)［7 -8］提出了分段的預(yù)測校正制導(dǎo)方法，進(jìn)一步提高了落點(diǎn)預(yù)測精度和迭代計(jì)算效率。文獻(xiàn)［9 -10］則以能量為自變量建立三自由度運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，通過求解待飛航程誤差與能量的近似關(guān)系，分別設(shè)計(jì)縱向制導(dǎo)律和側(cè)向制導(dǎo)律，增強(qiáng)了預(yù)測校正制導(dǎo)方法的靈活性。文獻(xiàn)［11 -13］分析了大氣模型的不確定性和氣動(dòng)參數(shù)偏差對落點(diǎn)預(yù)測的影響，在預(yù)測校正制導(dǎo)
兵工學(xué)報(bào) 2015年5期2015-02-28
- 散裝水泥船水泥滑移附加傾側(cè)力臂分析
泥船水泥滑移附加傾側(cè)力臂分析張凈宙，王 娜（中國船級(jí)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(jìn)行了研究，提出了滑移附加傾側(cè)力臂計(jì)算方法，為保障內(nèi)河散裝水泥船的穩(wěn)性安全提供了確實(shí)可行的方法。散裝水泥船；水泥滑移；附加傾側(cè)力臂0 引言我國是世界水泥生產(chǎn)第一大國，水泥運(yùn)輸中船舶以其運(yùn)量大、運(yùn)輸成本低等特點(diǎn)，成為中、長距離水泥運(yùn)輸?shù)淖罴?/div>
船舶標(biāo)準(zhǔn)化工程師 2014年6期2014-07-18
- 基于MEMS傳感器的車輛防側(cè)翻系統(tǒng)研究
術(shù)以橫向加速度和傾側(cè)角作為側(cè)翻性能指標(biāo)。通過監(jiān)測車輛橫向加速度和傾側(cè)角，側(cè)翻預(yù)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(shè)計(jì)方案車輛防側(cè)翻系統(tǒng)由4個(gè)模塊構(gòu)成:數(shù)據(jù)采集模塊、中央數(shù)據(jù)處理單元以及側(cè)翻報(bào)警單元。以中央數(shù)據(jù)處理單元為核心，在數(shù)據(jù)采集模塊、側(cè)翻報(bào)警單元的配合下，達(dá)到對車輛側(cè)翻提前預(yù)警的目標(biāo)。數(shù)據(jù)采集模塊基于微機(jī)電系統(tǒng)(Micro Electronic Mechanical System，MEMS)傳感器而設(shè)計(jì)，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(dǎo)算法*
通常選擇為攻角和傾側(cè)角，并將攻角設(shè)計(jì)為隨速度變化的函數(shù)，傾側(cè)角作為主要的控制變量調(diào)整飛行軌跡。文獻(xiàn)[5]基于簡化動(dòng)力學(xué)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(cè)角指令。文獻(xiàn)[6]根據(jù)飛行器當(dāng)前飛行狀態(tài)和終端條件，迭代計(jì)算能夠滿足終端約束的傾側(cè)角指令，并通過過載、熱流等約束對控制指令進(jìn)行限制修正。文獻(xiàn)[7]采用擬平衡滑翔條件將再入走廊約束轉(zhuǎn)化為控制量約束，將參考軌跡的優(yōu)化設(shè)計(jì)問題轉(zhuǎn)化為單參數(shù)搜索問題，提出基于H-V剖面的軌跡在線生彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2013年1期2013-12-10
- 散糧穩(wěn)性計(jì)算表的編制及在教學(xué)評(píng)估中的應(yīng)用
油和水計(jì)算及谷物傾側(cè)力矩和穩(wěn)性概要計(jì)算，為本文的重點(diǎn)。其中，第三部分中“穩(wěn)性概要”又以“谷物許用傾側(cè)力矩法”［3］、“簡化條件法”［3］為介紹重點(diǎn)。附錄主要為靜穩(wěn)性力臂與谷物傾側(cè)力臂曲線圖的標(biāo)繪及剩余動(dòng)穩(wěn)性值A(chǔ)d的計(jì)算，供船舶未配“谷物許用傾側(cè)力矩表”時(shí)使用，此部分本文省略。1.航次貨運(yùn)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(yùn)量，然后擬定船舶配載方案。因該部分大多為初始數(shù)據(jù)，可單獨(dú)設(shè)計(jì)一個(gè)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(jī)動(dòng)突防模式彈道規(guī)劃
），建立了攻角和傾側(cè)角間一種約束關(guān)系，減少了一個(gè)控制變量，從而提高了計(jì)算速度；而且能夠保證彈道的平緩以滿足熱流、動(dòng)壓、過載等過程約束.1 研究對象和動(dòng)力學(xué)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(dòng)參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù)參考文獻(xiàn)[9]的附錄.采用1976美國國家標(biāo)準(zhǔn)大氣模型.本文設(shè)計(jì)的是CAV的滑翔段彈道.初始條件為主動(dòng)段結(jié)束后，經(jīng)過一定變軌，滿足起滑點(diǎn)要求的條件.終端條件為滿足彈道學(xué)報(bào) 2012年3期2012-12-25
- 高超聲速滑翔飛行器約束預(yù)測校正再入制導(dǎo)
初始下降段采用定傾側(cè)角飛行,過渡段在最大傾側(cè)角附近飛行,準(zhǔn)平衡滑翔段利用數(shù)值預(yù)測校正方法和準(zhǔn)平衡滑翔條件在線設(shè)計(jì)同時(shí)滿足過程約束和終端約束的傾側(cè)角制導(dǎo)律。通過標(biāo)準(zhǔn)條件和擾動(dòng)條件下的仿真結(jié)果表明,這種制導(dǎo)律在滿足各種約束的條件下,不僅能夠達(dá)到較高的精度,而且對初始誤差具有良好的魯棒性,能夠應(yīng)付再入時(shí)各種不確定性因素的影響。再入制導(dǎo); 預(yù)測校正; 準(zhǔn)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(wù)目標(biāo)多樣化、氣動(dòng)加熱強(qiáng)等特點(diǎn),面臨的飛行環(huán)飛行力學(xué) 2012年2期2012-11-03
- 再入動(dòng)力學(xué)的性質(zhì)及其在軌跡優(yōu)化中的應(yīng)用*
距離與航跡角以及傾側(cè)角的關(guān)系，在此基礎(chǔ)上，提出了采用調(diào)整初始傾側(cè)角序列的方法實(shí)現(xiàn)過程約束.該算法克服了罰函數(shù)方法中需要調(diào)節(jié)參數(shù)較多的問題，并且物理意義明確，實(shí)現(xiàn)簡單.最后，給出了Apollo再入軌跡優(yōu)化的數(shù)值仿真算例，驗(yàn)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(dòng)力學(xué)的性質(zhì);初值調(diào)整近年來，探月飛行器的研究繼Apollo后得到廣 泛關(guān)注.對于探月返回再入軌跡規(guī)劃問題，由于飛行器運(yùn)動(dòng)方程復(fù)雜，一般采用數(shù)值方法求解.數(shù)值方法可以分為直接法和間空間控制技術(shù)與應(yīng)用 2012年6期2012-09-05
- 高超聲速飛行器再入多段導(dǎo)引方法研究
C)把約束轉(zhuǎn)換為傾側(cè)角的上界，通過限制傾側(cè)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(dǎo)的預(yù)測校正方法，縱向制導(dǎo)算法用于決定傾側(cè)角的大小，橫向制導(dǎo)決定傾側(cè)角的方向，在機(jī)載計(jì)算機(jī)上實(shí)時(shí)預(yù)報(bào)實(shí)際落點(diǎn)和目標(biāo)落點(diǎn)的偏差，計(jì)算控制信號(hào)，調(diào)節(jié)傾側(cè)角的大小和方法，消除偏差。1 CAV再入動(dòng)力學(xué)建模以CAV-H［7］為對象，考慮地球自轉(zhuǎn)，建立飛行器三自由度質(zhì)心運(yùn)動(dòng)模型。1.1 三自由度質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程無量綱化的三自由度質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程如下:式中，m為飛飛行力學(xué) 2012年4期2012-03-03
- 筷子的歷史
也?！薄帮垺?，即傾側(cè)之意。吃飯持箸，自然傾側(cè)，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(fēng)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(xué)會(huì)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(gè)值得推崇的科學(xué)發(fā)明哩!有人曾作專門研究和測定，證明小小筷子運(yùn)用起來居然可以牽動(dòng)人青年文摘·上半月 1982年4期1982-01-01
- 基于MEMS傳感器的車輛防側(cè)翻系統(tǒng)研究