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连续小推力航天器轨道交会问题的制导律设计 被引量:2
1
作者 张万里 王常虹 +1 位作者 夏红伟 解伟男 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期36-42,共7页
使用高比冲的小推力推进系统为执行机构,设计空间交会问题的燃料最优时间连续制导律.首先给出轨道交会问题的数学模型,并给出最优控制问题的目标函数和约束条件;然后利用直接法将控制变量离散化,通过参数寻优得到对应燃料最优的控制变... 使用高比冲的小推力推进系统为执行机构,设计空间交会问题的燃料最优时间连续制导律.首先给出轨道交会问题的数学模型,并给出最优控制问题的目标函数和约束条件;然后利用直接法将控制变量离散化,通过参数寻优得到对应燃料最优的控制变量参数和转移时间常数;最后针对点火时刻误差问题,分析了实际轨迹与名义最优轨迹的偏差,并利用微分代数工具求取部分控制变量的修正值,以保证航天器满足轨道交会的终端位置约束. 展开更多
关键词 空间交会 制导律设计 微分代数 连续小推力 控制变量修正
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随机快速光滑二阶滑模末制导律设计 被引量:1
2
作者 杨鹏飞 方洋旺 +2 位作者 伍友利 雍霄驹 张丹旭 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第4期131-138,共8页
针对目标随机机动、惯性延迟、参数变化等因素降低导弹末制导精度的问题,提出新型随机快速光滑二阶滑模控制方法。将目标机动简化为零均值高斯白噪声过程,制导系统成为带加性噪声随机不确定非线性系统。考虑到该系统不存在平衡点,提出... 针对目标随机机动、惯性延迟、参数变化等因素降低导弹末制导精度的问题,提出新型随机快速光滑二阶滑模控制方法。将目标机动简化为零均值高斯白噪声过程,制导系统成为带加性噪声随机不确定非线性系统。考虑到该系统不存在平衡点,提出有限时间二阶均方实用收敛概念,并基于此证明了所设计控制律的收敛特性。根据直接命中条件设计滑模面,得到随机快速光滑二阶滑模制导律。在尾追和迎头两种态势下,将该新型制导律与扩展比例导引、一般滑模制导律及确定性光滑二阶滑模制导律进行仿真比较,验证了该方法的正确性和有效性。 展开更多
关键词 随机快速光滑二阶滑模 有限时间收敛 均方二阶实用收敛 制导律设计
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航天器轨道交会问题的制导律设计
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作者 王常虹 张万里 +1 位作者 夏红伟 解伟男 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2011年第2期356-361,共6页
空间交会中脉冲推力的假设条件常常无法得到满足,导致实际轨迹与名义轨迹存在较大偏差。首先给出利用微分代数工具实现常微分方程积分的途径,然后利用微分代数迭代实现打靶法,求取每次交会所需的名义速度脉冲值,并在有限推力条件下得出... 空间交会中脉冲推力的假设条件常常无法得到满足,导致实际轨迹与名义轨迹存在较大偏差。首先给出利用微分代数工具实现常微分方程积分的途径,然后利用微分代数迭代实现打靶法,求取每次交会所需的名义速度脉冲值,并在有限推力条件下得出推力弧段结束后的实际位置与名义位置的偏差。最后利用微分代数工具求取在有限推力弧段结束时刻所需施加小量修正速度脉冲值,使得飞行器能够到达指定终端位置,且避免在每个制导周期内迭代以及积分求取速度脉冲所需的复杂计算。 展开更多
关键词 空间交会 制导律设计 微分代数 有限推力
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电视制导微型导弹制导律设计与仿真
4
作者 李春科 《科学技术与工程》 2011年第21期5111-5114,5119,共5页
适应微型导弹的发展趋势,研究地基电视制导微型导弹的制导方案的设计。以高精度微型导弹为对象,建立了导弹在铅垂平面内的运动方程组。针对电视导引头的工作原理,设计了初制导为程序制导、末制导为比例制导的复合制导方案,并基于MATLAB/... 适应微型导弹的发展趋势,研究地基电视制导微型导弹的制导方案的设计。以高精度微型导弹为对象,建立了导弹在铅垂平面内的运动方程组。针对电视导引头的工作原理,设计了初制导为程序制导、末制导为比例制导的复合制导方案,并基于MATLAB/Simulink的仿真平台,采用模块化的建模思想建立了仿真模型。通过计算机仿真,验证了所设计的制导方案的可行性和制导精度。 展开更多
关键词 微型导弹 复合制导 制导律设计 弹道仿真
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变论域策略在导弹模糊制导律设计中的应用 被引量:1
5
作者 郭广明 方群 《火力与指挥控制》 CSCD 北大核心 2011年第5期177-180,共4页
比例导引律因结构简单而在实践中得到了广泛应用,但当目标机动逃避时,尤其是获得的目标机动信息不精确时,会产生较大的脱靶量。利用模糊逻辑不依赖对象精确数学模型、对知识具有很强的综合表达和逻辑推理等特点,设计了模糊制导律;并利... 比例导引律因结构简单而在实践中得到了广泛应用,但当目标机动逃避时,尤其是获得的目标机动信息不精确时,会产生较大的脱靶量。利用模糊逻辑不依赖对象精确数学模型、对知识具有很强的综合表达和逻辑推理等特点,设计了模糊制导律;并利用变论域策略,使输入模糊变量的论域随着输入变量值的变化而自适应地调整,相应的隶属函数也因此自动调整。数字仿真结果表明,导弹在变论域模糊制导律下具有比普通模糊制导律更加平滑的弹道,更小的视线角速度和指令加速度,仿真结果证明了所提方法的有效性。 展开更多
关键词 比例导引 变论域 模糊逻辑 伸缩因子 制导律设计
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基于误差动力学的全局非线性精确飞行时间控制制导律设计
6
作者 刘远贺 黎克波 +1 位作者 朱云冲 梁彦刚 《中国科学:技术科学》 EI CSCD 北大核心 2023年第4期565-575,共11页
针对当前飞行时间控制制导律在大前置角场景中存在失效风险的问题,本文提出了一种基于误差动力学原理的全局非线性精确飞行时间控制制导律设计方法.首先基于导弹非线性制导模型,利用高斯超几何函数方法推导了比例导引律导引的导弹剩余... 针对当前飞行时间控制制导律在大前置角场景中存在失效风险的问题,本文提出了一种基于误差动力学原理的全局非线性精确飞行时间控制制导律设计方法.首先基于导弹非线性制导模型,利用高斯超几何函数方法推导了比例导引律导引的导弹剩余飞行时间精确解和级数解.在此基础上,将基于误差动力学原理的制导律设计方法拓展到大前置角场景中,推导了精确剩余飞行时间误差动力学方程,利用剩余飞行时间精确解分别给出了基于最优误差动力学和固定时间收敛误差动力学的精确飞行时间控制制导律,最后通过仿真验证了所设计制导律的优越性. 展开更多
关键词 制导律设计 高斯超几何函数 剩余飞行时间精确解 全局非线性 飞行时间控制
原文传递
一种末端能量管理段结合PD控制的标称轨迹制导律 被引量:1
7
作者 陈阳 《空间控制技术与应用》 CSCD 北大核心 2016年第3期58-62,共5页
为了提高制导律的精度和适应性,针对大升阻比再入飞行器的末端能量管理段(TAEM段)的飞行特性,提出一种飞行轨迹制导律.该方法的制导律由标称制导指令和PD控制指令两部分组成,标称制导指令由离线生成的标称轨迹的几何特性结合飞行器的飞... 为了提高制导律的精度和适应性,针对大升阻比再入飞行器的末端能量管理段(TAEM段)的飞行特性,提出一种飞行轨迹制导律.该方法的制导律由标称制导指令和PD控制指令两部分组成,标称制导指令由离线生成的标称轨迹的几何特性结合飞行器的飞行状态实时生成,PD控制指令则由飞行器当前飞行状态与期望飞行状态的误差计算生成.该方法经数学仿真表明,具有较好的控制效果. 展开更多
关键词 PD控制 标称轨迹 TEAM段 制导律设计
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基于改进标称轨道法的再入轨迹设计
8
作者 陈洪波 方磊 李永远 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2014年第5期6-9,13,共5页
对航天飞机标准轨道法进行改进,在更新部分D-V剖面、更新整个D-V剖面的基础上,提出第3种剖面更新的方法,以下简称修正标准飞行剖面参数法。该方法在考虑当前飞行时刻的瞬间,平移整个标准飞行剖面,以满足航程要求;采用轨道跟踪控制技术... 对航天飞机标准轨道法进行改进,在更新部分D-V剖面、更新整个D-V剖面的基础上,提出第3种剖面更新的方法,以下简称修正标准飞行剖面参数法。该方法在考虑当前飞行时刻的瞬间,平移整个标准飞行剖面,以满足航程要求;采用轨道跟踪控制技术跟踪标准飞行剖面,使得实际航程逼近标准航程;该方法不更新D-V剖面,降低了算法的复杂性,减少计算量并具有较高的制导精度。基于该方法对NASA马歇尔空间飞行中心研究的空天飞行器模型进行再入轨迹设计,仿真结果表明,该方法获得的轨迹不仅能满足过载、热流和动压等过程约束及终端约束,并且轨迹光滑,无跳跃,具备一定的工程应用价值。 展开更多
关键词 标准轨道法 可重复使用运载器 再入 制导律设计
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重复使用运载器无动力自动着陆制导技术 被引量:1
9
作者 彭腾飞 孟琳 +3 位作者 叶永强 黄一敏 李涛 薛雅丽 《太赫兹科学与电子信息学报》 2014年第2期208-212,228,共6页
自动着陆段是重复使用运载器整个飞行任务的最后一个阶段,是指从距离地面3 000 m高度的自动着陆入口到重复使用运载器在跑道上着陆的这一段无动力飞行过程。利用工作频域内迎角和过载的关系得到迎角指令,并将其作为制导指令进行了相应... 自动着陆段是重复使用运载器整个飞行任务的最后一个阶段,是指从距离地面3 000 m高度的自动着陆入口到重复使用运载器在跑道上着陆的这一段无动力飞行过程。利用工作频域内迎角和过载的关系得到迎角指令,并将其作为制导指令进行了相应的制导律设计。考虑到单轨迹线制导范围的局限性,还首次提出了多轨迹线制导的概念。仿真结果表明,该方案可以使得重复使用运载器以更大范围的初始纵向距离偏差实现安全着陆,以提升现有制导方案的制导能力。 展开更多
关键词 重复使用运载器 自动着陆 基准轨迹 制导律设计 多轨迹线制导
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月球软着陆飞行动力学和制导控制建模与仿真 被引量:15
10
作者 王鹏基 张熇 曲广吉 《中国科学(E辑)》 CSCD 北大核心 2009年第3期521-527,共7页
着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究,同时基于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计.制动段飞行时间和距离较长,拟采用均匀球体模型,该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础;制导律... 着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究,同时基于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计.制动段飞行时间和距离较长,拟采用均匀球体模型,该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础;制导律设计中考虑到该段燃料消耗很大,主要以燃料最优为设计指标.接近段距离月面较近,且经姿态调整后接近垂直下降,拟采用平面月球模型;制导律设计采用基于重力转弯技术的最优开关制导律.着陆段几乎垂直下降,动力学模型可在平面月球模型的基础上简化为一维垂直下降模型,制导律设计拟在垂直方向采用简单的程序制导方式.最后,在考虑测量、推力误差以及环境干扰等影响下对着陆精度进行了初步仿真分析,结果表明,给出的软着陆三阶段动力学模型和制导律是可行的. 展开更多
关键词 月球软着陆 飞行动力学建模 制导律设计 着陆精度仿真
原文传递
HP nonlinear guidance law design based on smooth sliding mode control
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作者 葛连正 沈毅 许光驰 《Journal of Harbin Institute of Technology(New Series)》 EI CAS 2009年第3期382-385,共4页
To eliminate the perturbation of interceptor detection induced by aerodynamic heating,the head pursuit (HP) guidance law for three-dimensional interception was presented. The guidance law positioned the interceptor ah... To eliminate the perturbation of interceptor detection induced by aerodynamic heating,the head pursuit (HP) guidance law for three-dimensional interception was presented. The guidance law positioned the interceptor ahead of the target on its flight trajectory,and the speed of interceptor was required to be lower than that of the target. On the basis of a novel head pursuit three-dimensional guidance model,a nonlinear guidance law was developed based on smooth sliding mode control theory. At the same time,a special observer was designed to estimate the target acceleration,and a numerical example on maneuvering ballistic target interception verified the effectiveness of the presented guidance law. 展开更多
关键词 aerodynamic heating three-dimensional interception second-order sliding mode OBSERVER
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《弹道学报》第23卷总目次
12
《弹道学报》 CSCD 北大核心 2011年第4期I0001-I0008,共8页
关键词 Simulation 弹道学 ping 制导律设计 Flow JUN 寻的导弹 反跑道 助推段 潜射导弹 潜射式导弹 修观 目次
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