基于伪谱法的空天飞行器上升段非线性闭环最优制导算法

针对具有过程约束和终端状态约束的大气层内空天飞行器上升段制导问题,给出了一种基于伪谱法的固定采样非线性实时最优制导算法,通过连续在线计算开环最优控制的方式提供闭环反馈。针对闭环最优制导过程中首次轨迹优化时的初始猜测问题,提出了采用运载火箭真空段飞行最优上升轨迹作为大气层内最优上升轨迹的初始猜测,改进了初次轨迹优化的初始猜测过程中,直接采用伪谱法进行计算导致的计算速度过慢的缺点。仿真结果表明,该实时最优制导算法能有效地抑制飞行过程中不确定性和扰动的影响。     

基于分布式并行伪谱-神经网络算法的双脉冲导弹多阶段协同轨迹优化

为求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题,并考虑将分离的发动机壳体投送至安全区域,提出一种基于高斯伪谱法和人工神经网络的分布式并行算法。针对双脉冲导弹两级脉冲的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个阶段;为预测分离发动机壳体的落点位置,建立射程预测函数,并利用人工神经网络对该函数进行离线拟合,以提高预测速度;在分布式并行算法中各导弹并行独立求解最优轨迹,并引入飞行时间下界约束保证导弹飞行时间一致性。通过两个仿真算例,将该分布式并行算法与集中式算法进行了比较,仿真结果表明,所提的分布式并行算法对于求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题可得到更优的性能指标,以及更高的求解效率。     

大气层外动能多拦截器目标拦截策略研究

对大气层外动能多拦截器拦截策略进行研究,首先对拦截策略的目标函数进行分析,针对不同情况下理论瞄准点和多目标分配方法决策的求解进行研究,然后通过策略迭代方法对最优策略进行求解.最后以EKV(大气层外动能拦截器,Exo-atmospherc Kinetic Vehicle)为例对该方法进行了多次仿真计算,试验结果表明该方法...     

基于改进梯度法的助推段快速弹道优化

针对固体火箭大气层内助推段弹道优化问题,对梯度法进行了改进。在动力学方程的线性化模型中加入控制的二阶项,从而使得在应用梯度法时不需要在目标函数中引入控制相关附加项。对上述线性时变最优控制问题进行解析求解,获得了控制曲线的最优修正。通过多次迭代修正标准控制曲线,最终获得了固体火箭大气层内助推段弹道的最优解。仿真校验表明,该方法具有计算量小、收敛速度快、对初值不敏感等优点,可运用于助推段迭代制导。     

基于线性引力场的运载火箭弹道设计研究

为了解决运载火箭末级小推重比情况下最优弹道设计的问题,达到火箭入轨速度损失更小、消耗推进剂更少的目的,采用更加准确的线性引力场模型,通过简化偏航程序角和协态变量,将真空飞行段最优推力方向转换为含有5个约束条件的两点边值问题进行求解,进而通过积分运动方程得出最优弹道.此外,结合运载火箭飞行的特点对迭代初值进行了研究,提出...     

大气层内高超声速飞行器级间旋转分离方法

提出一种大气层内高超声速飞行器的级间旋转分离方法,通过级间气动流场的简化计算和分离过程的动力学仿真,对分离过程进行仿真分析。分析结果表明,通过选择合理的分离参数,可以利用空气动力实现上下两级的安全分离。该分离方法对大气层内高超声速飞行器的级间分离工程设计具有借鉴意义。     

两级入轨火箭动力二级上升轨迹设计方法

根据两级入轨空天飞行器飞行特点,对一、二级上升轨迹进行了分段和分析,确定了一种两级入轨上升段轨迹形式,给出了采用自上而下、分段设计、参数化求解的上升轨迹设计流程,即由入轨点向发射点逐段设计,通过迭代计算确定轨迹参数。在两级入轨上升轨迹设计流程下,针对二级上升轨迹设计问题,建立了基于分级优化和牛顿迭代方法的二级上升轨迹设计方法,并通过仿真计算验证了方法简洁性、快速性、有效性。     

空射运载火箭轨迹/穿越距离优化设计

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷计算模型,通过将上述模型转换为过程约束引入轨迹优化问题中,利用伪谱法对轨迹优化问题进行求解,从而实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹快速优化。在此基础上,梳理了空射运载火箭轨迹设计中影响火箭穿越距离、最大载荷的典型参数,分析了参数间的制约关系。仿真结果表明:该方法能够实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹优化,为空射运载火箭研制提供参考; 从降低火箭最大飞行载荷以及总体性能提升角度考虑,空射运载火箭应在较高高度进行投放,投放后以最大角速率将攻角调节至最大值,保证火箭快速穿越稠密大气,同时应尽可能缩短穿越距离,避免火箭在低空加速。     

飞行控制系统

土星Ⅴ运载火箭 S-ⅣB 级飞行控制系统的主要任务是要保持 S-ⅣB 级、仪器舱和有效载荷从 S-IB 和 S-ⅣB 级分离一直到指令服务舱与 S-ⅣB 级分离这一段时间内的姿态。在这段时间内,S-ⅣB 级经历了由 J-2发动机助推的动力飞行段和滑行段,因此,对 S-ⅣB 级要有两种飞行控制方式。在动力飞行段,S-ⅣB 级的俯仰和偏航姿态是靠液压系统摆动 J-2发动机控     

宇宙神-阿金纳D运载火箭制导和控制系统

一、概况宇宙神-阿金纳D运载火箭是发射同步通信卫星的火箭之一。它是一种二级半运载火箭,如图1所示。其基础级是宇宙神运载器(SLV-3A),这是一级半火箭。上面级是阿金纳D运载器。在基础级和上面级之间有一段助推器级间段。包括整流罩和级间段在内,火箭全长