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面对称飞行器助推段自适应预设时间/性能控制
1
作者 崔乃刚 屈国欣 +2 位作者 马鑫海 徐世昊 韦常柱 《航空学报》 北大核心 2025年第6期167-181,共15页
针对存在推力线偏斜、显著非对称气动及高空切变风扰的面对称飞行器助推段姿态跟踪控制问题,提出一种自适应预设时间/性能控制方法,使姿态控制的收敛时间与稳态精度由过程函数中的2个独立参数便捷地预先设定。首先建立面对称飞行器动力... 针对存在推力线偏斜、显著非对称气动及高空切变风扰的面对称飞行器助推段姿态跟踪控制问题,提出一种自适应预设时间/性能控制方法,使姿态控制的收敛时间与稳态精度由过程函数中的2个独立参数便捷地预先设定。首先建立面对称飞行器动力学模型,并将其转化为双积分串联形式的控制模型;其次设计分段连续的过程函数约束收敛时间与稳态精度,结合障碍函数对其进行变换进而获得无约束系统;随后基于反步法,设计保证无约束变量有界的自适应控制律,引入分段连续函数避免控制抖振,并采用神经网络自适应逼近补偿扰动;然后针对风切变带来突发大偏差下预设性能方法存在奇异性的问题,设计过程函数重置策略放宽约束边界,消除控制奇异;最后基于Lyapunov理论证明闭环系统的稳定性,并通过数值仿真验证控制方法的有效性。 展开更多
关键词 面对称飞行器 助推段 自适应控制 预设时间控制 预设性能控制
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高超变体飞行器再入轨迹罚函数序列凸规划 被引量：2
2
作者 王仰杰 龙腾 +2 位作者 李俊志 徐广通 孙景亮 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第5期1747-1759,共13页
为实现高超声速飞行器由固定构型的单点最优向可变构型的全包线持续最优的跨越升级,设计了类乘波体变体飞行器布局与变后掠-变展长复合变形方案。在此基础上,针对高超声速变体飞行器再入轨迹规划问题求解难度大、规划耗时高的问题,提出... 为实现高超声速飞行器由固定构型的单点最优向可变构型的全包线持续最优的跨越升级,设计了类乘波体变体飞行器布局与变后掠-变展长复合变形方案。在此基础上,针对高超声速变体飞行器再入轨迹规划问题求解难度大、规划耗时高的问题,提出了自适应信赖域更新的罚函数序列凸优化方法。采用对数凸化策略凸化路径约束,提高近似精度;引入虚拟控制,对动力学等式约束进行变量替换;定制二阶锥约束,并采用罚函数方法将其加入目标函数中,引导迭代结果向可行域逼近;设计自适应信赖域更新策略,加速序列凸优化算法收敛。仿真结果表明:相比于固定构型,高超变体飞行器增程16.63%,增程效果明显;相比于hp伪谱法,所提算法求解耗时降低了89.24%,具有更高的时效性。 展开更多
关键词 高超声速变体飞行器 再入轨迹规划 对数凸化 虚拟控制 自适应信赖域
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脱靶量及其变化率双重加权的微分对策制导律
3
作者 花文华 李群生 +1 位作者 张拥军 张金鹏 《哈尔滨工业大学学报》 北大核心 2025年第4期31-39,共9页
为进一步增强导弹飞行弹道的收敛速度,定义末端的脱靶量和脱靶量变化率作为性能优化指标,并基于线性二次型微分对策理论进行了制导律的推导,推导结果实现了减少脱靶量的同时向着最大化脱靶量收敛速度的方向上进行控制的目的。本研究从... 为进一步增强导弹飞行弹道的收敛速度,定义末端的脱靶量和脱靶量变化率作为性能优化指标,并基于线性二次型微分对策理论进行了制导律的推导,推导结果实现了减少脱靶量的同时向着最大化脱靶量收敛速度的方向上进行控制的目的。本研究从一般意义上进行导弹和目标控制系统动态特性的建模,适用于二者具有高阶控制系统动态特性的形式,推导结果具有一般性。针对导弹和目标具有一阶控制系统动态特性的情况,进行了制导律的扩展,并相应完成了对策空间的分析和典型制导参数的取值分析。非线性系统仿真针对比例导引、典型微分对策制导律和本研究所提出的脱靶量及其变化率双重加权的微分对策制导律进行了对比分析,仿真情形包括目标常值机动、S型机动和随机机动3种情形,并采用单发命中概率作为制导性能衡量指标。结果表明,所提出制导律的弹道快速收敛性能和低过载需求,在最小化脱靶量的同时最大化脱靶量的收敛速度,实现了在拦截导弹飞行弹道快速收敛的方向上进行控制的目的。 展开更多
关键词 制导律 高阶控制系统动态特性导弹 飞行弹道特性 微分对策制导 末制导
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同一个运载火箭模块的三种伺服机构比较分析
4
作者 曾思 陈克勤 +2 位作者 赵守军 皇甫雨石 兰天 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第4期1-17,共17页
为满足伺服机构高可靠性、高效率、使用维护更方便等需求,从设计、模型和实测性能数据方面,对用于同一个运载火箭模块的传统电液伺服机构和新兴机电伺服机构及电静压伺服机构共三种方案进行了比较分析。提出驱传控全封装一体化双余度电... 为满足伺服机构高可靠性、高效率、使用维护更方便等需求,从设计、模型和实测性能数据方面,对用于同一个运载火箭模块的传统电液伺服机构和新兴机电伺服机构及电静压伺服机构共三种方案进行了比较分析。提出驱传控全封装一体化双余度电静压伺服机构设计新方案。通过深度一体化集成设计实现了轻质小型化,一个系统含四台伺服机构,总质量比电液伺服系统降低了37%;三种伺服机构动态能力相当,一阶相频宽均超过30 rad/s;两种电驱动伺服机构的综合能量利用效率比电液伺服机构高出一个数量级。设计1200 s的地面测试工况开展试验,试验结果表明:电液伺服机构的实测综合能量利用效率最低,不足1%,且液压泵处的温升超过100℃,发热严重;而机电伺服机构和电静压伺服机构的效率可达20%,且液压泵和电机处的温升只有5℃,发热很小。研究表明,电静压伺服机构兼顾传统电液方案重载、高可靠性和机电方案高效率、使用维护方便的优点,可以方便实现冗余设计,解决了传统泵控系统的动态低、比功率不高等问题,且消除了油液外渗漏,为运载火箭提供了一种高可靠、高安全的电驱动推力矢量控制方案,并实现了该类产品在运载火箭上的首飞首用。 展开更多
关键词 火箭 推力矢量控制 伺服机构 伺服作动器 机电作动器 电液作动器 电静压 电静液
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考虑弹性影响的运载火箭自抗扰减载控制方法
5
作者 刘子博 张冉 +1 位作者 薛文超 李惠峰 《航空学报》 北大核心 2025年第1期235-252,共18页
运载火箭的减载控制通过减小攻角以降低气动载荷,然而,现有的减载自抗扰控制(ADRC)方法未充分考虑弹性影响,可能导致干扰估计精度下降,甚至降低控制系统的稳定性。为此,分析了弹性振动对干扰估计及观测器增益的影响,提出了一种抑制弹性... 运载火箭的减载控制通过减小攻角以降低气动载荷,然而,现有的减载自抗扰控制(ADRC)方法未充分考虑弹性影响,可能导致干扰估计精度下降,甚至降低控制系统的稳定性。为此,分析了弹性振动对干扰估计及观测器增益的影响,提出了一种抑制弹性振动的改进措施,通过隔离弹性运动与刚体运动,使扩张状态观测器(ESO)的量测输入与观测模型相匹配。基于此,推导了考虑弹性振动的自抗扰减载控制系统的开环传递函数,并给出一套参数整定规则,通过合理配置减载反馈控制带宽和扩张状态观测器带宽,在保证系统稳定裕度的基础上,简化了参数整定过程。仿真与实验结果表明,该方法提升了系统稳定性,同时实现了有效的干扰抑制和减载效果。最后,通过半实物仿真和火箭飞行试验验证了该算法的可行性。 展开更多
关键词 运载火箭 姿态控制 减载控制 弹性振动 干扰抑制 自抗扰控制(ADRC) 飞行试验
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运载火箭推力下降故障下的强化学习计算制导方法
6
作者 韩易博 何睿智 +1 位作者 汤国建 包为民 《宇航学报》 北大核心 2025年第2期366-377,共12页
针对运载火箭非入轨段发生推力下降故障导致任务失败的问题,提出了一种强化学习计算制导方法。结合强化学习的滚动优化思想,将运载火箭非入轨段制导问题转为马尔科夫决策过程,在每个制导周期调节程序角指令以完成轨迹重构,由神经网络拟... 针对运载火箭非入轨段发生推力下降故障导致任务失败的问题,提出了一种强化学习计算制导方法。结合强化学习的滚动优化思想,将运载火箭非入轨段制导问题转为马尔科夫决策过程,在每个制导周期调节程序角指令以完成轨迹重构,由神经网络拟合映射关系保证动态决策效率。离线训练阶段,利用智能体与环境实时交互模拟运载火箭推力下降故障下的轨迹重构过程,期间智能体迭代自身策略;在线应用阶段,策略网络依据状态量生成程序角调整量,无须人为干预和精确模型信息即可实现飞行时序自主决策。仿真结果表明,强化学习计算制导方法兼顾了求解精度和计算效率,鲁棒性强,适用于运载火箭非入轨段制导和在线轨迹重构。 展开更多
关键词 运载火箭 推力下降故障 计算制导 强化学习 轨迹重构
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助推滑翔导弹改进最优制导律设计与验证
7
作者 樊晓帅 白锡斌 +1 位作者 江振宇 张士峰 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第2期120-130,共11页
助推滑翔导弹是一种精确制导武器,面临复杂多变的飞行条件,对制导律的设计提出了较高要求。建立导弹飞行状态变化模型,采用最优控制方法推导出带弹着角约束的改进最优制导律,并引入纵向制导系数和侧向制导系数,分析了单个制导系数变化... 助推滑翔导弹是一种精确制导武器,面临复杂多变的飞行条件,对制导律的设计提出了较高要求。建立导弹飞行状态变化模型,采用最优控制方法推导出带弹着角约束的改进最优制导律,并引入纵向制导系数和侧向制导系数,分析了单个制导系数变化对制导精度的影响并确定了制导系数选取方法。针对不同飞行任务的要求,分析了固定弹着角约束和动态弹着角约束对制导精度的影响。以自行研制的小型固体助推滑翔试验飞行器为对象,完成了导弹飞行的数值仿真和半实物仿真,仿真结果表明,所提出的改进最优制导律较为合理,具有较高的制导精度。 展开更多
关键词 助推滑翔导弹 改进最优制导律 半实物仿真
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故障条件下基于智能决策与后效补偿的火箭在线轨迹规划
8
作者 陈海鹏 符文星 闫杰 《宇航学报》 北大核心 2025年第6期1144-1155,共12页
针对运载火箭动力系统故障条件下任务决策分支多、难以最优决策,以及后效影响大、影响决策能力的问题,开展基于智能决策与后效补偿的火箭在线轨迹规划技术研究。首先,为了解决任务决策分支多、难以最优决策的问题,实现快速决策,基于随... 针对运载火箭动力系统故障条件下任务决策分支多、难以最优决策,以及后效影响大、影响决策能力的问题,开展基于智能决策与后效补偿的火箭在线轨迹规划技术研究。首先,为了解决任务决策分支多、难以最优决策的问题,实现快速决策,基于随机森林学习模型训练得到剩余任务能力评估智能体,可准确预测运载火箭关机点状态,并给出评估原目标轨道的可达性评估效果;若原目标不可达,则给出可行的任务降级目标轨道。在此基础上,为了解决后效影响大、影响决策能力的问题,采用深度神经网络建立后效段初始状态参数与后效段速度增量间的映射关系,解析计算推力后效所引起的火箭飞行状态增量,使得在保证精度的前提下火箭后效的估算时间大幅下降。随后,结合任务决策结果,将推力后效所引起的位置、速度变化引入轨迹优化模型,构建后效作用下的终端虚拟目标约束以补偿推力后效影响;进一步对模型进行凸化及离散化处理,采用凸优化算法高效求解该问题,实现目标轨道的高精度到达。最后,通过仿真验证说明本文方法在故障条件下能够有效实现载荷的救援。 展开更多
关键词 运载火箭 故障决策 随机森林学习 推力后效 在线规划 凸优化
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错误信息注入攻击下对高速目标的多飞行器协同制导方法 被引量：1
9
作者 汤清璞 华岳阳 +2 位作者 李国飞 张志涛 刘晓东 《航天控制》 2025年第2期10-17,共8页
针对干扰环境下多飞行器协同作战时通信网络易受错误信息注入攻击的问题,提出一种可对故障链路进行自主识别与抑制的高速目标协同制导方法。基于距离一致性设计协同制导策略,在仅有主飞行器可得到目标运动信息的情况下,主从式飞行器能... 针对干扰环境下多飞行器协同作战时通信网络易受错误信息注入攻击的问题,提出一种可对故障链路进行自主识别与抑制的高速目标协同制导方法。基于距离一致性设计协同制导策略,在仅有主飞行器可得到目标运动信息的情况下,主从式飞行器能够在指定的命中时间对目标进行协同打击。通过径向基网络对未知项进行拟合估计,实现干扰环境下协同制导律的设计。引入信任系数对通信网络受到的错误信息注入攻击进行在线识别,为网络攻击下的故障自主抑制提供信息保障。仿真验证了所设计方法能够实现错误信息注入攻击下主从式多飞行器对高速目标的协同打击。 展开更多
关键词 错误信息注入攻击 主从式飞行器 协同制导 高速目标
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基于预定时间收敛的导弹姿态控制方法研究
10
作者 刘健豪 任金磊 +2 位作者 杨雪榕 曾庆华 张亮 《战术导弹技术》 北大核心 2025年第4期141-149,共9页
针对巡航导弹姿态控制问题,提出了一种预定时间收敛控制律。基于预定时间收敛定理设计了滑模面,对其求导后得到了预定时间收敛控制器。设计了观测滑模面及其复杂扰动项的一阶预定时间收敛扰动观测器,从而简化了控制器的复杂度,同时也解... 针对巡航导弹姿态控制问题,提出了一种预定时间收敛控制律。基于预定时间收敛定理设计了滑模面,对其求导后得到了预定时间收敛控制器。设计了观测滑模面及其复杂扰动项的一阶预定时间收敛扰动观测器,从而简化了控制器的复杂度,同时也解决了滑模面求导后产生的奇异问题。基于Lyapunov稳定性理论证明了系统的预定时间收敛稳定性,并通过数值仿真验证了预定时间收敛扰动观测器对控制系统稳定性和鲁棒性的提升。加入比例-微分跟踪制导律,结合所设计的控制器进行了仿真验证,从而检验控制器在加入制导律后的控制性能。结果表明,本文设计的控制律能够在复杂干扰的情况下实现快速且精确的跟踪制导指令。 展开更多
关键词 导弹姿态控制 滑模面 滑模控制 预定时间收敛 LYAPUNOV稳定性 抖振抑制 扰动观测器
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基于实际动力学方程的多飞行器协同轨迹优化
11
作者 王远卓 代洪华 岳晓奎 《宇航学报》 北大核心 2025年第7期1381-1395,共15页
针对多临近空间飞行器高效率、高精度协同轨迹优化问题,在机载计算资源受限的条件下,通过推导构建了初始状态与终端状态间的映射关系,提出了一种基于实际动力学方程控制历史直接更新的轨迹优化方法。该方法不使用大规模非线性规划,通过... 针对多临近空间飞行器高效率、高精度协同轨迹优化问题,在机载计算资源受限的条件下,通过推导构建了初始状态与终端状态间的映射关系,提出了一种基于实际动力学方程控制历史直接更新的轨迹优化方法。该方法不使用大规模非线性规划,通过符号递推解直接更新控制历史,显著提升了优化效率。而后,证明了提出方法是一种改进的牛顿类轨迹优化方法,明确了此类方法在迭代过程中存在鲁棒性弱的问题。为解决该问题,基于双曲正切函数实现了阻尼增稳,进一步提升了方法的鲁棒性。最后,在干扰条件下,基于轨迹的几何特征估计剩余飞行时间,提出了一种多飞行器协同轨迹优化架构。仿真结果表明提出方法能够在较少优化时间内实现终端状态的高精度控制。 展开更多
关键词 临近空间飞行器 最优控制 计算制导 协同轨迹优化 控制历史直接更新 阻尼增稳
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运载火箭助推段大攻角剖面高精度弹道解析解
12
作者 张珂洋 王鹏 +2 位作者 于琦 余文斌 陈万春 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第10期3524-3534,共11页
针对运载火箭助推段预测校正制导方法中在线快速轨迹预测困难的问题,提出一种适用于大攻角剖面的运载火箭助推段高精度弹道解析解。推导得到以质量为自变量的纵平面简化动力学模型,并创新性地将攻角的正弦值设计为关于质量的多项式。因... 针对运载火箭助推段预测校正制导方法中在线快速轨迹预测困难的问题,提出一种适用于大攻角剖面的运载火箭助推段高精度弹道解析解。推导得到以质量为自变量的纵平面简化动力学模型,并创新性地将攻角的正弦值设计为关于质量的多项式。因为大攻角机动的影响,简化动力学模型依旧是高度非线性的,无法直接求得解析解。通过受力分析,构造近似多项式替代原方程中非线性强但模值较小的项,并将真实值与近似值之差作为摄动小量。根据摄动理论可以对动力学模型进行分阶以获得可以解析求解的子系统。对子系统积分可以得到速度、弹道倾角、航程和高度的解析解。仿真实验表明:在大攻角条件下,所提出解析解的精度比现有解析解至少提升了85%。 展开更多
关键词 解析解 助推段弹道 大攻角剖面 运载火箭 摄动法
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航天运输飞行器在线可达域定制化计算方法
13
作者 李超然 李超兵 +2 位作者 程晓明 杨文良 禹春梅 《航天控制》 2025年第3期1-8,共8页
针对航班化航天运输飞行器的飞行能力在线评估问题,提出一种在线可达域定制化计算方法。首先,在给定约束和初始条件下,设计了围绕当前轨道平面形成的可达轨道包络计算方案;其次,设计了异构加速的定制化方法与硬件产品模块,可快速实现可... 针对航班化航天运输飞行器的飞行能力在线评估问题,提出一种在线可达域定制化计算方法。首先,在给定约束和初始条件下,设计了围绕当前轨道平面形成的可达轨道包络计算方案;其次,设计了异构加速的定制化方法与硬件产品模块,可快速实现可达轨道包络的在线计算,并能够针对特定轨道进行燃料最优的规划制导;最后,从可达域计算分析与规划制导等方面对该方法进行验证,结果表明算法收敛性好、可快速计算可达域包络且控制量能够平稳适应轨道参数的变化。 展开更多
关键词 航班化 航天运输 可达域 定制化计算
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智能体特征的控制技术3.0
14
作者 禹春梅 黄聪 +1 位作者 白文艳 钟鸿豪 《航天控制》 2025年第4期1-6,共6页
聚焦航天控制技术从古典控制、现代控制到智能体特征控制技术3.0的演进历程,论述了智能体特征控制技术3.0是航天控制系统未来发展的关键标志,重点阐述了控制技术3.0的“边飞边学”、“终身学习”、“新一代系统架构”等典型特征,深入分... 聚焦航天控制技术从古典控制、现代控制到智能体特征控制技术3.0的演进历程,论述了智能体特征控制技术3.0是航天控制系统未来发展的关键标志,重点阐述了控制技术3.0的“边飞边学”、“终身学习”、“新一代系统架构”等典型特征,深入分析了“智能赋能”、“机能增强”与“信能提升”的关键技术,在此基础上,围绕大模型赋能、软件工厂等典型场景,引出对未来航天智能控制发展的思考。 展开更多
关键词 智能体 控制技术3.0 智能赋能 机能增强 信能提升
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运载火箭快速轨迹规划与制导方法研究
15
作者 王靖倩 武芳芳 +3 位作者 董春云 刘源 平续斌 郭凤至 《航天技术与工程学报》 2025年第3期21-28,共8页
针对运载火箭对快速轨迹规划与制导的迫切需求,提出了一种综合解决方案。首先,设计了一种基于序列凸优化(SCP)的大气层内运载火箭快速轨迹规划方法,通过将非凸优化问题转化为一系列凸优化子问题,并采用内点法迭代求解,获得满足多约束条... 针对运载火箭对快速轨迹规划与制导的迫切需求,提出了一种综合解决方案。首先,设计了一种基于序列凸优化(SCP)的大气层内运载火箭快速轨迹规划方法,通过将非凸优化问题转化为一系列凸优化子问题,并采用内点法迭代求解,获得满足多约束条件的最优参考轨迹。其次,提出了一种模型预测控制(MPC)在线跟踪制导方法,将模型预测控制与凸优化相结合,设计状态反馈控制器,通过最小化实际轨迹状态量和控制量与参考轨迹之间的偏差,实现高精度的在线实时跟踪制导。最后,通过数值仿真验证所提方法的有效性。仿真结果表明,离线轨迹规划与在线跟踪制导算法能够满足运载火箭垂直着陆段的快速轨迹规划与在线制导需求。 展开更多
关键词 运载火箭 轨迹规划 制导 序列凸优化(SCP) 模型预测控制(MPC)
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3种六自由度动力下降凸优化制导方法 被引量：1
16
作者 王驰 刘伟 高扬 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第4期1292-1303,共12页
飞行器动力下降软着陆的一个关键技术在于实时求解六自由度(6-DoF)动力下降制导问题,该问题可以描述为多约束条件下的燃料最省轨迹优化问题。选取飞行时间、时间替代变量、轨迹高度3种自变量建立3种优化模型,将原始轨迹优化问题转化为... 飞行器动力下降软着陆的一个关键技术在于实时求解六自由度(6-DoF)动力下降制导问题,该问题可以描述为多约束条件下的燃料最省轨迹优化问题。选取飞行时间、时间替代变量、轨迹高度3种自变量建立3种优化模型,将原始轨迹优化问题转化为序列凸优化可解形式进行迭代求解,形成了3种在线制导方法。比较3种制导方法在收敛性、实时性、最优性及求解精度上的差异,结果表明:3种制导方法均能求解六自由度动力下降问题;自变量为飞行时间的制导方法计算时间最短且燃料消耗最少,但需要预先确定动力下降飞行时间;基于其余2类自变量的制导方法能够优化动力下降飞行时间,但均为次优解,且计算时间显著增加;相同离散点数量下3种方法的求解精度相近。若采用序列凸优化作为动力下降在线制导方案,如何确定最优飞行时间、逼近燃料最优解及进一步缩短计算时间等仍有待深入研究。 展开更多
关键词 六自由度 动力下降 自主制导 凸优化 最优飞行时间
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一种改进的固体运载火箭定点制导方法
17
作者 何磊 王智 刘佳佳 《中国惯性技术学报》 北大核心 2025年第9期922-928,共7页
针对耗尽关机且推力大小和工作时间都无法在飞行过程中进行主动控制的固体末级火箭入轨精度低问题,提出了一种能够在线更新火箭姿态角指令的定点制导算法。首先,基于轨道角动量守恒定律和能量守恒定律,证明了“持续助推”和“瞬时脉冲... 针对耗尽关机且推力大小和工作时间都无法在飞行过程中进行主动控制的固体末级火箭入轨精度低问题,提出了一种能够在线更新火箭姿态角指令的定点制导算法。首先,基于轨道角动量守恒定律和能量守恒定律,证明了“持续助推”和“瞬时脉冲”两种变轨方式在变轨效果上的等效性;然后,分析了转移轨道与目标轨道、四级发动机能量之间的匹配关系,推导了四级发动机的点火时间、位置和(惯性系)姿态角的解析计算方法,并给出了进入期望目标轨道的在线制导算法实施流程;最后,以四级全固体运载火箭三、四级真空飞行段为对象进行仿真验证,仿真结果显示偏心率精度提高了3倍,蒙特卡洛仿真结果进一步表明所提方法具有较高的入轨精度和较强的鲁棒性。 展开更多
关键词 固体运载火箭 定点制导 在线制导 入轨精度
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运载火箭一阶梯度最优弹道在线规划方法
18
作者 李杨 张博戎 +2 位作者 张志国 马英 朱海洋 《宇航学报》 北大核心 2025年第7期1369-1380,共12页
针对具有复杂终端约束形式的运载火箭大气层外最优弹道在线规划问题,提出了一种能够快速求解的最优弹道在线规划方法。首先,将当地弹道倾角和轨道倾角映射为其三角函数值,并在此基础上推导了极坐标形式的火箭运动学方程,使复杂的轨道根... 针对具有复杂终端约束形式的运载火箭大气层外最优弹道在线规划问题,提出了一种能够快速求解的最优弹道在线规划方法。首先,将当地弹道倾角和轨道倾角映射为其三角函数值,并在此基础上推导了极坐标形式的火箭运动学方程,使复杂的轨道根数终端约束显性化。然后,将火箭的弹道优化问题建模为一个最优控制问题,给出了一阶梯度方法在该问题中的最优性证明,并推导了适用于最省燃料弹道优化问题的一阶梯度法。最后,以一个典型运载火箭发射至近地轨道的场景为例对所提出方法进行了仿真验证,结果表明该方法的计算效率高、收敛速度快,且对故障情况具有良好的适应性,具有在线应用的潜力和前景。 展开更多
关键词 运载火箭 弹道优化 在线规划 一阶梯度
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攻击角度和时间精确控制的制导律设计 被引量：1
19
作者 董伟 易鑫 +2 位作者 张后军 王春彦 邓方 《航空学报》 北大核心 2025年第4期200-216,共17页
时空约束制导是指同时满足攻击角度和攻击时间约束的制导方式。针对导弹末制导问题,设计了一种具有精确控制能力的时空约束制导律。首先,基于最优落角约束制导律的剩余飞行时间估计式,在不依赖于小角度假设的情况下,逆向推导了剩余飞行... 时空约束制导是指同时满足攻击角度和攻击时间约束的制导方式。针对导弹末制导问题,设计了一种具有精确控制能力的时空约束制导律。首先,基于最优落角约束制导律的剩余飞行时间估计式,在不依赖于小角度假设的情况下,逆向推导了剩余飞行时间可以精确预测的变增益落角约束制导律。其次,在该制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项,设计得到了不存在指令奇异现象的时空约束制导律,实现了攻击角度和时间的同时精确控制。接着,引入剩余弹道长度作为自变量,将所提出的时空约束制导律拓展到了导弹速度大小变化的实际场景。最后,通过多组数值仿真算例,验证了所提制导律的有效性和优势。 展开更多
关键词 攻击时间约束 攻击角度约束 时空约束制导 剩余飞行时间 导弹速度变化
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基于有模型强化学习的飞行器制导技术研究
20
作者 滕庆骅 惠俊鹏 +1 位作者 李天任 杨奔 《宇航总体技术》 2025年第2期26-34,共9页
面向避障、绕飞等任务驱动的飞行器在线轨迹,为了提升制导性能,适应快速变化的复杂场景,聚焦于充分利用飞行器模型中的已知信息,基于iLQR这种有模型强化学习方法,设计了智能化的制导方式。与无模型强化学习相比,有模型强化学习的可解释... 面向避障、绕飞等任务驱动的飞行器在线轨迹,为了提升制导性能,适应快速变化的复杂场景,聚焦于充分利用飞行器模型中的已知信息,基于iLQR这种有模型强化学习方法,设计了智能化的制导方式。与无模型强化学习相比,有模型强化学习的可解释性好,训练难度低。在单飞行器制导仿真中,相比TD3算法,iLQR方法飞行过程平均制导误差增加了28.07%,中末交班点误差降低到12.35%,提升幅度巨大;在多飞行器编队保持问题上,相比TD3算法,iLQR方法跟踪效果提升巨大,平均误差不超过TD3算法的22.67%,最大误差不超过TD3算法的15.44%。 展开更多
关键词 iLQR算法 有模型强化学习 标准轨迹制导 强化学习制导 编队保持
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