改进的探月返回飞船再入数值预测校正制导方法

为减少探月返回飞船再入数值预测校正制导方法在跳跃段倾侧角的偏转频率、实现过载的有效抑制,采用搜索跳跃段的倾侧角偏转能量点和末段阻力加速度反馈补偿的方法,提出了改进的数值预测校正制导方法.首先,用割线法搜索倾侧角偏转能量点,使得飞船在跳跃段只进行一次偏转即可实现落点精度要求;然后,根据指数大气假设,得到阻力加速度的导数,并根据过载约束定义参考阻力加速度;最后,采用阻力加速度及其导数与参考阻力加速度及其导数的误差对倾侧角的大小进行反馈补偿,抑制末段轨迹的过载.实验结果表明,该方法倾侧角偏转次数少,过载抑制能力强,鲁棒性好,能够有效解决现有方法存在的跳跃段倾侧角偏转频率高,末段过载抑制能力差的问题.

一种适用于火星气动捕获的自适应预测制导算法

火星探测捕获制动需要的速度增量大,制动消耗燃料多,因此针对火星大气密度低、大气不确定性强等问题,提出一种基于解析及自适应预测校正结合的分段式气动捕获制导算法,实现无人钝头体飞行器由双曲线接近段轨道到目标停泊椭圆轨道的轨道转移.考虑到多约束条件,将制导算法分为高度数值预测校正-高度保持-入轨控制3个阶段,其中第三阶段使用基于一阶特征模型的全系自适应预测校正算法.该方法利用施加控制量的时间与最终半长轴改变量的关系形成动态输入变换,以抵消该系统一阶特征模型输入输出间巨大的动态增益.仿真结果表明,该算法即可满足一定的多约束条件,同时能够克服较强的初始条件不确定性和环境不确定性,具有较强的鲁棒性.

探月飞船跳跃式再入制导律设计

对于类似神舟飞船的低升阻比的探月返回舱，要想其在探月返回再入任务中实现长的飞行纵程，唯一可行的方法是采用跳跃式再入方式，这要求再入制导系统必须能够提供精确的跳跃轨迹并进行精确制导。本文首先分析了数值预测一校正（NPC）算法与阿波罗最终段制导算法各自的优缺点，并在此基础上，提出了一种新的跳跃式再入制导方法。即：在跳跃段，采用NPC制导算法；在开普勒飞行段，采用常值倾侧角飞行；在第二次再入段，采用阿波罗最终段制导算法。仿真结果表明：新方法较之阿波罗制导具有更高的制导精度，几乎与NPC制导的精度相当；且相比NPC制导而言，新方法还具有更小的计算量。

火星六自由度大气进入制导方法对比分析

针对传统的参考轨迹跟踪制导方法精度不高、鲁棒性不佳的问题,文章将一种数值预测校正制导方法应用到火星大气进入制导中。为了充分验证制导方法的性能,首先推导建立了完整的极坐标系下六自由度动力学模型。在标准无偏差进入状态下,考虑质心三自由度运动情况,对两种不同的制导方法设计得出的倾侧角进行了分析,结果显示了预测制导方法能根据不同任务情况自主规划控制律的灵活性。考虑不确定性参数的影响,兼顾落点精度和开伞条件约束,通过蒙特卡洛打靶的六自由度仿真,对两种进入制导方法的精度和稳定性进行了验证和分析。研究表明,相比于传统的参考轨迹制导方法,数值预测校正方法在制导稳定性、着陆精度和开伞性能上均有明显提升。

类IXV飞行器初期再入制导与姿态控制方法研究

针对类IXV飞行器无翼式升力体构型及采用RCS/尾襟翼组合控制特点,研究其初期再入段的高精度制导与姿态控制方法.设计带过程约束的数值预测-校正制导律以提高制导系统的鲁棒性及精确性;根据其执行机构配置特点,设计基于RCS的航向控制律及基于RCS/气动舵的纵、横向复合控制律,并采用鲁棒伺服LQR技术进行控制参数快速设计.通过蒙特卡洛打靶仿真来验证算法的精度及鲁棒性.

特征模型理论及其在火星气动捕获制导中的应用

火星探测是近年来世界范围内深空探测领域的持续热点.低成本空间运输是太空探索和开发的重要因素之一,气动力辅助变轨可降低航天飞行器的设计成本.气动捕获是气动力辅助变轨的一种方式,指的是利用行星大气产生的气动力,降低轨道能量,实现由双曲线轨道向目标环绕轨道的转移.气动捕获任务仅有一次实现的机会,可靠性要求非常高,因此对于气动捕获制导和控制的精度和鲁棒性提出了很高的要求,需要采用智能自主的制导方法.基于特征模型的制导方法具有强适应性、鲁棒性和自主性,有广泛的应用前景.本文对特征模型理论及其在火星气动捕获制导中应用的研究现状和进展进行了综述,并提出了有待解决的问题,为进一步开展相关研究提供了基础.

高超声速飞行器大横向机动再入混合制导方法

针对大升阻比高超声速滑翔飞行器大横向机动再入制导问题,提出一种数值预测校正与标称轨迹跟踪分段式混合制导方法。在再入初期采用数值预测校正制导,自适应补偿大横向机动的航程损失,再入后期当横向角偏差较小时采用基于轨迹在线规划的LQR高精度标称轨迹跟踪制导。为了高精度匹配终端的高度与速度约束,提出一种二维变量搜索的拟平衡滑翔轨迹在线规划算法。蒙特卡洛打靶仿真验证了混合制导算法的精度与鲁棒性。