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1.
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. 相似文献
2.
In this paper an adaptive guidance law based on the characteristic model is designed to track a reference drag acceleration for reentry vehicles like the Shuttle. The characteristic modeling method of linear constant systems is extended for single-input and single-output (SlSO) linear time-varying systems so that the characteristic model can be established for reentry vehicles. A new nonlinear differential golden-section adaptive control law is presented. When the coefficients belong to a bounded closed convex set and their rate of change meets some constraints, the uniformly asymptotic stability of the nonlinear differential golden-section adaptive control system is proved. The tracking control law, the nonlinear differential golden-section control law, and the revised logical integral control law are integrated to design an adaptive guidance law based on the characteristic model. This guidance law overcomes the disadvantage of the feedback linearization method which needs the precise model. Simulation results show that the proposed method has better performance of tracking the reference drag acceleration than the feedback linearizaUon one. 相似文献
3.
在北天东雷达直角坐标系内建立了再入目标的动力学方程及雷达测量方程,目标机动特性采用-阶马尔科夫过程描述。根据给定的在目标直角坐标系中的再入机动目标的弹道数据形成了雷达模拟测量信息。以上工作为再入机动目标的跟踪与弹道预报奠定了基础。 相似文献
4.
削面/配平翼飞行器的气动计算及分析 总被引:3,自引:0,他引:3
带削面/配平翼的钝双锥外形是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。该外形具有配平升力大、升阻比大、空间大等特点,可以利用迎风翼面及背风翼面进行配平控制,而且侧向控制翼不仅可以控制侧向配平及稳定,还可以利用不同的扩张角改变飞行器的配平阻力和配平升阻比。研究了此类飞行器的迎风/背风配平控制效率问题,以及飞行器的侧向稳定性问题,并提出了实现滚转控制的技术方案。 相似文献
5.
基于拟连续高阶滑模的高超声速飞行器再入姿态控制 总被引:1,自引:0,他引:1
考虑模型参数不确定和外界干扰对再入制导控制性能的影响,基于拟连续高阶滑模控制策略对高超声速飞行器的再入制导控制问题进行了研究.首先,给出再入制导指令的设计过程.其次,基于再入飞行特性对模型进行简化,获得面向控制的姿态模型,在此基础上,通过引入新的控制变量,设计解耦滑模面,实现姿态间的解耦.再次,为了削弱控制抖振,通过引入虚拟控制,对系统进行增广,基于齐次性理论设计拟连续三阶滑模再入姿态控制器,确保系统在有限时间实现对制导指令的稳定跟踪.最后,六自由度再入飞行器的制导控制一体化仿真结果表明,本研究给出的控制策略在不影响系统鲁棒性的同时,能够实现对标称轨迹和再入姿态的综合控制. 相似文献
6.
ZHANG Zhao & HU Jun Beijing Institute of Control Engineering Beijing China Science Technology on Space Intelligent Control Laboratory 《中国科学:信息科学(英文版)》2011,(3):498-510
In this work, we propose a pseudo four-degrees-of-freedom (DOF) prediction based guidance algo- rithm specifically for high-lift reentry vehicles. The algorithm is composed mainly of three parts. First, at the beginning of each guidance cycle, the 4-DOF predictor is called upon to predict the final downrange, crossrange, and heading errors. Then, the magnitude of the bank angle is determined from the downrange error, using the proportional-integral (PI) control method. Finally, two bank angle reversal time ... 相似文献
7.
基于光滑二阶滑模的可重复使用运载器有限时间再入姿态控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对可重复使用运载器(reusable launch vehicle,RLV)的六自由度再入模型,考虑模型不确定和外界干扰对再入姿态控制的影响,提出了一种非线性鲁棒控制策略.首先,根据多时间尺度特性将RLV的再入姿态模型分为姿态角子系统和姿态角速率子系统.其次,对每个子系统分别设计光滑二阶滑模控制器和滑模干扰观测器实现子系统的有限时间稳定.利用干扰观测器可以实现对不确定和外界干扰的精确估计,从而对控制器进行有效的补偿.进而,基于Lyapunov理论证明了整个系统的有限时间稳定.最后,通过仿真验证了提出的控制策略具有良好的控制性能和鲁棒性. 相似文献
8.
9.
10.