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《导弹与航天运载技术》1990,(6)
捷联惯导系统的位置误差和速度误差,通常取决于该系统内部误差参数的量值以及这些误差在飞行中的传播方式。捷联惯导系统内部误差参数中的每一项都可以表征为这样一个随机变量,其在整个惯导系统和飞行中已知变化和零均值呈概率分布。可以建立一个数学“误差模型”,它可以根据每项主要误差源的变化,预测给定飞行轨迹的惯导系统位置误差和速度误差的统计性能。这个“误差模型”还清楚地表明,捷联惯导系统的预期的误差取决于所选择的飞行轨迹。捷联系统设计师可利用这个模型得到符合技术性能要求的每项误差参数的变化范围。这种方法叫做“误差预算”。用这种方法作出的误差预算,可以预测出任一给定飞行轨迹的捷联惯导系统的统计性能。然而,对于象SNU84-1这类机动性能高的飞行器来说,在其动态的飞行范围之内,飞行轨迹有可能大大地激发惯导系统内部的某些误差源,以至设计不出成本效益好的切实可行的惯导系统来满足这一系列飞行的特殊性能要求。因此,我们的偿试是,“尽可能好”地设计惯导系统。引进一套标准飞行轨迹,将使捷联惯导系统的设计师能够建立一个能满足特定飞行轨迹的特殊性能要求的误差预算,而不必对该系统的元件提出不合实际的要求。要获得成本效益好的设计,提出的元件技术要求必须能保证惯导系统在最坏的环境条件下正常工作。在给出捷联系统的误差预算过程中,误差源通常可互相平衡。本文介绍了一种方法,采用这一方法,可望在给定的性能水平情况下,使惯导系统的成本最小。注:在本文中,“成本”可包括惯导系统所需要的任何一种或所有的资源,如使用周期成本、获得成本、体积、质量、能源需要等等。成本也可以是以上这些资源的加权和。 相似文献
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可重复使用运载器滑翔段轨迹快速优化方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对滑翔段轨迹多约束、强耦合、高非线性等特点,设计了一种全新的纵向飞行剖面,实现了终端约束和拟平衡滑翔条件的自动满足,并将滑翔段轨迹优化问题转化为一个双参数寻优问题。同时考虑倾侧角大小及其变化率约束,对侧向轨迹进行了设计。最后,设计了一种改进粒子群优化算法,通过外点法对约束条件进行处理,并提出一种变异策略对种群多样性进行准确控制,避免粒子陷入局部最优。仿真结果表明,该优化方法能够快速生成满足所有约束条件的最优滑翔轨迹;对于航程超过3000 km的场景,轨迹优化平均时间仅为5.94 s,最大终端相对误差不超过1%。 相似文献
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飞行轨迹角等斜率变化的时间最优爬升轨迹 总被引:1,自引:0,他引:1
以飞机在垂直平面的运动方程为基础,视飞机为一质点,在飞行轨迹角等斜率变化的飞行模式下,提出了一种基于网格线的离散型动态规划算法。计算表明,在规定的爬升范围内,应用离散型动态规划法,可快速计算出最短时间。最后通过仿真得到了飞机最短时间爬升的最优轨迹,验证了所提算法的可行性。 相似文献
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为了预处理得到正确反映飞机飞行状态的飞行参数记录数据,介绍一种有效的用于飞行动作评估的飞参数据预处理方法.利用主成分分析相关性分析法提取与飞行动作最相关的几个参数数据,将各飞行参数的相关性融入多维自回归数据的预测估计过程,并对某型飞机的部分飞行参数数据进行实验分析,利用多维时间序列建模对其中 5 个参数的缺失数据进行一步预报得到估计值,与真实值进行比较得到的相对误差值都比较小(平均值 0.03),该结果表明:该方法能得到正确反映和重现飞机飞行动作的时间序列数据,可推广到任意一种多元时间序列来表示目标状态的情况. 相似文献
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变射面弹道横向转弯飞行程序的设计与优化 总被引:2,自引:0,他引:2
为有效提高导弹的突防能力和禁避飞区规避能力,实现小射程能量的有效利用,提出一种变射面横向机动弹道,通过初始离面角使弹道一级偏离传统射面,后面级再变换射面以命中目标。针对该机动弹道变换射面的横向转弯段,建立了横向转弯飞行程序仿真模型,为确定最优初始离面角和转弯飞行程序模型参数,采用混合优化算法对其进行了优化。仿真结果表明,模型能够满足弹道横向机动变换射面转弯要求,优化算法能够实时、快速求得最优初始离面角和最优飞行程序,满足射前诸元准备时间要求,实际应用性强。 相似文献
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基于运载火箭大气层外最优轨迹的解析解和级间滑行时间的最优条件,将运载火箭大气层外级间有滑行段的最优轨迹求解问题转化成一个典型的两点边值问题,构造一种不完全多重打靶法对其进行求解。以运载火箭大气层外两级飞行为例,进行仿真验证,仿真结果表明:本文给出的算法对初值不敏感,具有较好的收敛性,能在1 s内获得一条运载火箭大气层外级间有滑行段的最优轨迹。 相似文献
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通过设计加权的组合性能指标函数,将机动变轨能力包络计算评估问题转化为一系列使组合性能指标最优的飞行任务规划问题求解,并采用求解精度高、收敛速度快的伪谱结点-非线性规划方法将存在多个推进-滑行段的最优任务规划问题离散转换并快速求解。算例仿真表明,采用该方法可以综合评估限定推进剂耗量、程序角速率限幅等约束下的机动变轨能力包络,给出满足可控性要求的最优飞行轨道,进而可以增强小推力长期在轨机动飞行器的多样化任务适应能力。 相似文献
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作为低成本飞行的气动力辅助变轨是当前和未来的空间和星际探测任务的一个重要策略。基于最优变轨的精度、稳定性和鲁棒性的要求,促进了大气飞行的制导发展。尽管最优变轨要遵循性能指标、控制余度或性能和控制余度的组合指标要求来进行,但是实际上可把变轨弧段分成两部分,再入后可采用平衡滑行,以获得最佳性能要求;逸出前的弧段则采用升力降的轨道,可增大逸出后近地点的高度,而使在希望到达的远地点的速度冲量最小。按照这种升力调制控制原则,讨论了3种制导方法:即预测校正法、显式制导法和能量控制器法,它们都可以有效地实现最优变轨的控制。 相似文献
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电视指令制导导弹目标攻击中载机航迹规划研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高电视指令制导导弹的命中精度,突防载机在导弹发射后必须满足导弹使用的约束条件选择航迹才能保证导弹命中目标。在分析防区外使用电视指令制导导弹进行对地精确打击时飞机航迹特点的基础上,结合飞机性能及导弹制导要求,建立了满足导弹制导约束条件下的飞机航迹规划模型;并且在传统A*算法的基础上,提出了一种改进的A*算法,该算法有效地将约束条件和航迹寻优算法有机结合在一起,提高了算法的收敛速度,更加符合航迹规划的要求。仿真表明建立的导弹制导过程中战斗机航迹规划模型和改进算法能够找到满足导弹使用的突防航迹。 相似文献
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研究了采用负升力返回时航天器的再入走廊与轨迹,通过数值仿真和与正升力再入时的结果比较,得到结论:在大升阻比情况下,采用负升力再入时的返回走郎前三分之一段较采用正升力的相应分宽度有较大增加,离轨点所耗燃料质量与热防护系统质量之和较正升力再入时的情况有一定减少;在小升阻比情况下,正、负升力再入时轨道特性、有效载荷基本相同。从而得出,负升力再入概念在提高有效载荷上明显优越于正升力再入概念。 相似文献
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利用局部优化算法对多发弹测量数据进行气动参数辨识,可能存在局部最优解,且同一气动参数多发弹的辨识结果有时差异较大。为提高弹丸气动参数辨识的准确性与合理性,提出一种同时 利用多发弹测量数据进行联合辨识的全局优化策略。该策略采用局部优化算法获得搜索空间,将弹丸飞行的稳定性条件作为约束条件,利用最小二乘准则构建准则函数,应用差分进化算法对多发弹数据同步全局寻优,从而获得唯一的全局最优解。以某大口径榴弹纸靶试验数据为例对所提方法进行了验证,结果表明:相比于现有的辨识策略,所提策略计算出的准则函数值更小,重构弹道结果与测量值更接近,且计算稳定性较好。 相似文献
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航天器再入轨迹与控制进展 总被引:5,自引:3,他引:5
本文系统地总结了航天器再入轨迹与控制的最新进展,从9个专题对取得的研究成果,存在的问题及发展趋势作了分析,这些专题是最优再入轨迹计算与控制问题的提出及意义,再入飞行轨迹的性能指标,最优再入轨的近似计算与精确数值解,再入制导与控制系统。各类最成气动辅助变轨问题,航天器的组合导航系统,小型再入体的学特性及控制问题,再入飞行中的突防与拦截问题,一些再入问题的相互关系等。 相似文献
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