共查询到19条相似文献,搜索用时 78 毫秒
1.
针对飞行器再入滑翔过程,提出一种跟踪优化弹道的BPNN(BP neural network)预测制导方法。首先着眼于多约束下弹道生成的快速性,利用hp-自适应伪谱法进行弹道优化;然后利用弹道样本数据训练BPNN,建立飞行状态参数与终端状态参数之间的非线性映射关系,实现对终端状态的预测;最后为制导律设计了双层线性反馈校正算法,从而完成预测制导关键环节。仿真算例该表明制导方法能够良好地满足再入飞行约束和终端约束,同时可以较好地实现对优化弹道的跟踪,并具有一定的鲁棒性和航程适应性。 相似文献
2.
3.
4.
从可重复使用航天器(Reusable Launch Vehicle,RLV)协同飞行任务需求出发,针对多RLV再入协同制导问题进行研究,设计了一种再入协同制导方案,重点对再入协同制导律进行设计.该再入协同制导方案分为3部分:第1部分是再入前弹道规划,设计了基于伪谱法的轨迹规划方案,以时间协同作为约束条件,初步设计出满足协同要求的再入轨迹;第2部分是时间协调策略设计,以再入飞行时间可知性为目标,通过伪谱法对RLV的飞行时间进行预测,实现多RLV的再入协同飞行时间协调;第3部分是基于滚动时域控制思想的再入协同制导律设计,以飞行时间可控性为目标,将飞行时间作为强约束,使用伪谱法生成制导指令.最后通过仿真验证了再入协同制导律的制导性能和整个再入协同制导方案的有效性. 相似文献
5.
6.
7.
8.
9.
10.
11.
研究了重复使用运载器(RLV)末端区域能量管理段(TAEM)三维制导轨迹在线推演算法。根据RLV当前动压、位置和航向,规划动压参考剖面和横侧向参考轨迹,采用基于高度的质点动力学方程在线推演出满足过载、动压约束以及终点动压、位置和航向要求的三维轨迹。横侧向参考轨迹规划分为2个阶段,即消除横向位置误差兼顾减小纵向位置误差阶段和消除纵向位置误差阶段,提出了组合使用3种模态消除纵向位置误差的新方法。对于三维轨迹推演,提出了采用航迹倾斜角补偿法二次推演三维轨迹的新算法,修正终点位置误差超过自动着陆(ALI)容许范围的三维制导轨迹,使误差进入容许范围。仿真计算结果显示,该三维轨迹在线推演算法具有快速、准确、对初始点位置和航向分布鲁棒性强的特点。 相似文献
12.
再入飞行器攻击慢速活动目标的制导方案研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了再入飞行器攻击海上慢速活动目标的制导方案。首先介绍了目标的初始侦察定位系统 ;然后对再入飞行器攻击活动目标可以采用的导引头以及高空探测系统进行了分析 ;最后对再入飞行器降弧段的制导规律进行了研究。针对目标的最大逃逸范围 ,提出了高低空复合制导方案 ,仿真结果表明方案是可行的 相似文献
13.
14.
基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法 总被引:2,自引:2,他引:0
针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件(QEGC),能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。 相似文献
15.
精确对地攻击姿态约束最优末制导设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对远程精确对地攻击姿态约束末制导问题,提出按照命中点姿态角需求设计基准弹道,并建立了围绕基准弹道的线性时变弹目运动方程。以弹道跟踪误差和控制能量最小为优化指标,取弹道跟踪误差加权阵与剩余飞行时间的平方成反比,求得了一种新的精确对地攻击姿态约束末制导律。制导指令由基准弹道补偿项和弹道跟踪误差项两部分组成。与文献[1]制导律的仿真对照表明,本文给出的制导律具有较小的需用过载,命中点姿态角控制精度高、脱靶量小、适用性好。研究结果对远程对地攻击导弹或制导炸弹末制导系统设计具有参考价值。 相似文献
16.
采用数值方法对再入飞行器进行在线轨迹规划时,计算量大,针对此问题,研究了一种基于解析方法的滑翔式再入轨迹规划方法,该方法能够快速规划出高精度的滑翔再入轨迹。基于飞行器再入运动特性,对飞行器滑翔再入的阶段进行了划分,并给出了阶段划分依据; 基于运动方程,推导了一类含轨迹参数的滑翔式再入轨迹的高精度解析解; 根据推导的再入运动解析解,将再入相关约束转化为轨迹参数约束; 引入参数校正方法,根据轨迹参数与待飞航程间一一对应的关系,在轨迹参数约束范围内规划出能满足任务需求的再入轨迹。仿真结果表明,分阶段推导的解析解的精度要高于罗赫二阶解,与数值解相近; 基于解析方法的滑翔再入轨迹规划方法避免了数值方法的大量积分运算,并能快速规划出满足任务要求且精度与数值方法相当的滑翔再入轨迹。 相似文献
17.
以再入飞行器为背景,研究了可满足终端经纬度、高度及速度约束的平飞制导方法。在纵向及侧向2个通道内分别引入需要过载作为中间控制量,以简化运动方程及制导律设计; 针对运动方程的非线性特征,利用反馈线性化方法分别推导了可实现等高飞行并消除航向偏差的过载指令; 利用射程微分及速度微分解析预测终端速度,根据剩余速度添加侧向机动以实现减速控制; 最后将需要过载转化为姿态角指令以完成制导任务。CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该方法能够实现等高飞行并高精度地满足终端约束,对初始偏差具有较强的鲁棒性,并能完成多样化的制导任务。 相似文献
18.