基于最优解析解的运载火箭大气层外自适应迭代制导方法 被引量：16

1

作者 傅瑜 陈功 +2 位作者 卢宝刚 郭继峰 崔乃刚 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第9期1696-1704,共9页

随着空间发射任务的多样化和复杂化,为了满足运载火箭的机动性、灵活性以及卫星高精度入轨的要求,需要研究制导精度更高、适应能力更强的自适应制导方法。本文总结了运载火箭大气层外最优轨迹的解析解;基于牛顿迭代法,研究了一种不同于... 随着空间发射任务的多样化和复杂化,为了满足运载火箭的机动性、灵活性以及卫星高精度入轨的要求,需要研究制导精度更高、适应能力更强的自适应制导方法。本文总结了运载火箭大气层外最优轨迹的解析解;基于牛顿迭代法,研究了一种不同于以往迭代制导思想、适用于大姿态角范围的迭代制导方法,并推导了其雅可比矩阵的解析式;最后对该迭代制导方法进行了仿真验证。仿真结果表明,所给出的迭代制导方法具有较高的制导精度和较强的适应性,同时该迭代制导方法计算简单、易于实现,具有较强的工程应用价值。 展开更多

关键词 运载火箭 迭代制导 最优轨迹 大姿态角 解析解

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基于高斯伪谱法的翼伞系统复杂多约束轨迹规划 被引量：10

2

作者 罗淑贞 孙青林 +3 位作者 檀盼龙 陶金 贺应平 罗浩文 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期215-225,共11页

翼伞系统在实际环境中飞行时易受到风场以及地形环境等复杂干扰的影响,无法精确归航,控制难度较大。针对该问题,提出了一种针对复杂多约束条件的翼伞系统的最优控制轨迹规划方法,可同时实现翼伞系统在复杂环境下逆风对准、精确着陆以及... 翼伞系统在实际环境中飞行时易受到风场以及地形环境等复杂干扰的影响,无法精确归航,控制难度较大。针对该问题,提出了一种针对复杂多约束条件的翼伞系统的最优控制轨迹规划方法,可同时实现翼伞系统在复杂环境下逆风对准、精确着陆以及控制量全局最优的控制目标。首先,建立了风场干扰下的翼伞系统模型;然后,通过引入地形环境曲面,将复杂环境转化为实时路径约束,将轨迹着陆偏差以及逆风雀降转化为终端约束,并考虑控制量消耗最小为目标函数,以此将复杂环境下的翼伞系统的轨迹优化转化为一系列非线性的带有复杂约束的最优控制问题;最后,采用高斯伪谱法将多约束最优控制问题转化为易于求解的非线性规划问题。通过设立3组复杂环境仿真实例和实验验证,表明本文方法使翼伞系统在多种较恶劣的复杂环境中有效应对多类约束条件,规划出控制量全局最优的可行轨迹。与已有的混沌粒子群优化算法相比,本文方法具有较好的最优性和较高的精度。 展开更多

关键词 翼伞系统 复杂多约束 高斯伪谱法 最优控制 轨迹规划

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月球低能返回轨道设计的混合自适应遗传算法 被引量：4

3

作者 刘玥 钱霙婧 +2 位作者 马林 王鹏 荆武兴 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期79-83,共5页

针对月球探测器低能量返回轨道设计问题,在椭圆四体问题下建立探测器动力学模型,考虑太阳引力与月球椭圆运动对探测器轨道的影响,并分析探测器低能量返回轨道的存在性与轨道动力学特性,以及针对设计月球最低能量返回轨道过程中模型强非... 针对月球探测器低能量返回轨道设计问题,在椭圆四体问题下建立探测器动力学模型,考虑太阳引力与月球椭圆运动对探测器轨道的影响,并分析探测器低能量返回轨道的存在性与轨道动力学特性,以及针对设计月球最低能量返回轨道过程中模型强非线性、全局优化性能差等现象,提出了一种混合自适应遗传算法用于寻找月球探测器返回地球所需的最低能量以及对应的转移轨道,算法根据种群适应度数据自适应改变进化特征,提高了种群向全局最优点进化的效率,降低了计算量.仿真结果表明,此种算法可以精确高效地计算月球探测器返回地球所需的最低能量,所需的速度脉冲仅为传统的双曲拼接法的75%,显著节约了能源消耗. 展开更多

关键词 月球探测器 返回轨道 低能量 自适应 遗传算法

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基于交会概念的最省燃料共面有限推力轨道转移方法 被引量：5

4

作者 荆武兴 吴瑶华 杨涤 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第4期132-135,25,共5页

基于交会概念研究了卫星在平面内的最省燃料有限推力轨道转移问题。假设有一个飞行器已经在目标轨道上运动,此飞行器称为虚拟卫星。发动机推力大小为常值,方向可调。提供了适合于同平面轨道转移的卫星相对运动动力学模型,用Pontryagin... 基于交会概念研究了卫星在平面内的最省燃料有限推力轨道转移问题。假设有一个飞行器已经在目标轨道上运动,此飞行器称为虚拟卫星。发动机推力大小为常值,方向可调。提供了适合于同平面轨道转移的卫星相对运动动力学模型,用Pontryagin极大值原理导出了最省燃料的推力控制策略,建立了状态和共轭状态的初始边界条件。给出了两点边值问题的迭代变量与迭代算法。仿真例子考虑卫星由低圆轨道向同平面高圆轨道的小推力过渡,仿真结果验证了所提供方法的有效性。 展开更多

关键词 轨道转移 交会 最优控制 有限推力 卫星

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利用雷达测高仪的卫星自主定轨 被引量：10

5

作者 韩潮 章仁为 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第3期13-20,共8页

提出了利用星上雷达测高仪及星敏感器进行卫星自主定轨的基本方法。研究了地球海平面模型的重要性， 提出了对测高仪测量数据处理的简明算法， 利用滤波定轨算法， 明显提高自主定轨的精度， 数学仿真表明自主定轨精度可达１００ 米。

关键词 卫星 自主导航 雷达测高仪 自主定轨

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利用虚拟卫星法求解火星探测器近火点制动策略 被引量：3

6

作者 刘玥 荆武兴 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第1期14-18,共5页

针对采用极大值原理求解火星探测器近火点制动最优推力策略时初值不易猜测、迭代不易收敛的问题,介绍并推导了虚拟卫星方法,即通过假想一颗虚拟卫星在目标轨道上运行,探测器利用最优控制算法求解推力策略,使探测器本身与虚拟卫星的终端... 针对采用极大值原理求解火星探测器近火点制动最优推力策略时初值不易猜测、迭代不易收敛的问题,介绍并推导了虚拟卫星方法,即通过假想一颗虚拟卫星在目标轨道上运行,探测器利用最优控制算法求解推力策略,使探测器本身与虚拟卫星的终端相对位置和速度为零,从而实现了精确入轨.在利用极大值原理求解最优推力策略的过程中,共轭变量初值的选择问题得到了解决.利用虚拟卫星方法中的相对运动关系,可以将没有实际意义的共轭变量初值转化为具有物理意义或者较易猜测的变量进行初始估计,克服了共轭变量初值猜测的盲目性,使得迭代更容易收敛.仿真结果证明了该方法的有效性. 展开更多

关键词 虚拟卫星 火星探测 近心点制动 燃料最优 极大值原理

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空天飞行器迭代制导初值生成方法研究 被引量：1

7

作者 朱建文 刘鲁华 +1 位作者 汤国建 徐明亮 《航天控制》 CSCD 北大核心 2012年第3期61-64,共4页

针对空天飞行器研究助推段牛顿迭代制导初值生成方法。采用牛顿迭代法求解助推段制导参数,推导了迭代制导算法公式。重点分析了影响收敛精度的主要因素,针对迭代初值对其有较大影响的问题,提出了将理论推导与数据插值融合的迭代初值求... 针对空天飞行器研究助推段牛顿迭代制导初值生成方法。采用牛顿迭代法求解助推段制导参数,推导了迭代制导算法公式。重点分析了影响收敛精度的主要因素,针对迭代初值对其有较大影响的问题,提出了将理论推导与数据插值融合的迭代初值求解算法。仿真结果表明,此算法可以实现空天飞行器助推段迭代初值与制导参数的快速生成,收敛精度满足设计要求。 展开更多

关键词 空天飞行器 助推段 制导 牛顿迭代 迭代初值

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挠性航天器浮动质心动力学建模 被引量：1

8

作者 杨一岱 荆武兴 刘玥 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期7-12,共6页

为提高挠性卫星的姿轨耦合控制精度,针对挠性卫星的姿态动力学建模问题展开研究.采用有限元与牛顿力学相结合的方法,提出一套体现卫星真实质心的浮动运动的浮动质心模型及建立在卫星浮动质心上的高精度动力学模型.利用此模型描述挠性卫... 为提高挠性卫星的姿轨耦合控制精度,针对挠性卫星的姿态动力学建模问题展开研究.采用有限元与牛顿力学相结合的方法,提出一套体现卫星真实质心的浮动运动的浮动质心模型及建立在卫星浮动质心上的高精度动力学模型.利用此模型描述挠性卫星的姿态运动状态,能够准确反映出卫星的姿态运动与轨道运动之间的耦合关系以及卫星附件的挠性振动对卫星质心位置、速度的影响,进而准确估计出在挠性卫星有姿态机动的情况下各动力学要素与动态性能指标受挠性振动的影响,为提高卫星控制精度提供依据.通过仿真计算可知,应用该模型对卫星姿态机动过程进行动力学仿真所得到的结果符合实际工程约束,具有良好的可行性. 展开更多

关键词 挠性卫星 姿态动力学 浮动质心 有限元法 高精度建模

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气动砰击异面辅助变轨轨迹优化问题研究 被引量：1

9

作者 史晓宁 荣思远 白瑜亮 《上海航天》 2016年第1期1-5,28,共6页

对LEO-LEO轨道转移任务对航天器气动砰击异面辅助变轨的轨迹优化进行了研究。在优化求解过程中将大气层内的无动力下降段轨迹与之后三段轨迹分开考虑而转为二层优化问题。分析了气动砰击异面辅助变轨的燃料消耗,讨论了不同发动机最大推... 对LEO-LEO轨道转移任务对航天器气动砰击异面辅助变轨的轨迹优化进行了研究。在优化求解过程中将大气层内的无动力下降段轨迹与之后三段轨迹分开考虑而转为二层优化问题。分析了气动砰击异面辅助变轨的燃料消耗,讨论了不同发动机最大推力对大气层内的飞行轨迹、飞行速度、驻点热流等的影响。仿真结果表明:气动砰击异面辅助变轨在降低燃料消耗、解决飞行器热防护问题,以及提高航天器轨道机动能力上有较大的优势。 展开更多

关键词 空间机动飞行器 气动砰击 最优轨迹 异面辅助变轨 二层优化问题

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SDES：一种卫星入轨故障诊断专家系统原型

10

作者 冯健翔 李智斌 《飞行器测控学报》 1999年第2期20-25,共6页

文章探讨利用专家系统技术和汉语语音合成技术等，实现航天器智能测试诊断的问题，介绍以此为目的开发的一种卫星入轨故障诊断专家系统原型，和实现这种原型过程中的主要工作，如问题择选，硬软件工具选择、硬件环境设计、软件环境设计... 文章探讨利用专家系统技术和汉语语音合成技术等，实现航天器智能测试诊断的问题，介绍以此为目的开发的一种卫星入轨故障诊断专家系统原型，和实现这种原型过程中的主要工作，如问题择选，硬软件工具选择、硬件环境设计、软件环境设计，知识获取，系统结构设计，系统实现、存在问题分析与发展考虑等等。 展开更多

关键词 卫星入轨 故障诊断 专家系统 原型 SDES

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基于MPSP算法的高速飞行器上升段制导研究 被引量：5

11

作者 贺前伟 刘磊 +1 位作者 王永骥 成忠涛 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2020年第3期55-60,共6页

针对高速飞行器的上升段制导问题,提出了一种基于模型预测静态规划(Model Predictive Static Programming,MPSP)算法的自适应制导方法,实现了在存在不确定情况下高速飞行器对期望末端状态的高精度制导。MPSP算法在求解带末端约束的两点... 针对高速飞行器的上升段制导问题,提出了一种基于模型预测静态规划(Model Predictive Static Programming,MPSP)算法的自适应制导方法,实现了在存在不确定情况下高速飞行器对期望末端状态的高精度制导。MPSP算法在求解带末端约束的两点边值问题方面具有高效性,能够实现飞行过程中制导指令的快速计算。此外,考虑到MPSP算法是一种依赖于模型的算法,而复杂多变的大气环境带来了气动参数的不确定性。采用带遗忘因子的递归最小二乘法(Recursive Least Squares,RLS)在线地估计综合升力系数和综合阻力系数偏差,对模型进行偏差修正,提供了制导方案的自适应性。仿真结果表明,该制导方案能较好地完成飞行任务。 展开更多

关键词 上升段制导 模型预测静态规划 在线参数辨识 飞行器

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小卫星三轴稳定模式下的有限推力轨道转移 被引量：1

12

作者 荆武兴 吴瑶华 +1 位作者 王学孝 杨涤 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 1996年第5期51-57,共7页

由搭载方式发射的小卫星,通常需要变轨才能进入自己的工作轨道。这种变轨一般由小推力发动机执行,传统的冲量变轨方法存在较大局限性。文章研究了在小推力作用下,小卫星由椭圆停泊轨道进入共面圆工作轨道的点火信息求解方法;给出对地定... 由搭载方式发射的小卫星,通常需要变轨才能进入自己的工作轨道。这种变轨一般由小推力发动机执行,传统的冲量变轨方法存在较大局限性。文章研究了在小推力作用下,小卫星由椭圆停泊轨道进入共面圆工作轨道的点火信息求解方法;给出对地定向三轴稳定模式下和俯仰角偏置三轴稳定模式下的变轨控制仿真结果;提供了对任务设计有参考价值的结论。 展开更多

关键词 轨道转移 小推力 三轴稳定 小型 卫星

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大角度月面异面动力上升制导策略研究 被引量：2

13

作者 李桃取 董长虹 王峰波 《航天控制》 CSCD 北大核心 2015年第2期32-38,共7页

针对月球探测器大角度异面动力上升入轨问题,提出了一种共面间接上升策略。该策略基于显式制导(E制导)律和轨道机动原理,经过共面动力上升、轨道滑翔2个过程和2次轨道机动,实现大角度异面上升。仿真结果表明:1)E制导律均能实现共面和异... 针对月球探测器大角度异面动力上升入轨问题,提出了一种共面间接上升策略。该策略基于显式制导(E制导)律和轨道机动原理,经过共面动力上升、轨道滑翔2个过程和2次轨道机动,实现大角度异面上升。仿真结果表明:1)E制导律均能实现共面和异面的在线实时制导;2)与传统的平面修正上升策略相比,燃料一定时,轨道转移方法发射窗口明显较大,这在实际应用中应对突发紧急情况随时准备月面起飞有重要的工程意义。 展开更多

关键词 月面上升 E制导律 平面修正 轨道转移 发射机会

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基于反馈线性化及滑模控制的跟踪制导方法 被引量：1

14

作者 张远龙 陈克俊 刘鲁华 《航天控制》 CSCD 北大核心 2014年第4期49-53,61,共6页

针对高超声速飞行器多种过程及终端约束滑翔制导问题,提出一种基于反馈线性化及滑模控制的纵向跟踪制导方法。首先设计了可满足滑翔走廊及终端约束的阻力加速度-能量(D-E)剖面;将简化的纵向运动方程转化为基于阻力加速度及其一二阶微分... 针对高超声速飞行器多种过程及终端约束滑翔制导问题,提出一种基于反馈线性化及滑模控制的纵向跟踪制导方法。首先设计了可满足滑翔走廊及终端约束的阻力加速度-能量(D-E)剖面;将简化的纵向运动方程转化为基于阻力加速度及其一二阶微分的非线性方程,并对其进行完全反馈线性化;最后基于该线性方程,利用滑模控制对已设计的剖面进行跟踪。CAV-H飞行器仿真分析表明,该制导方法能够实现高超声速飞行器滑翔段高精度制导,并对初始及过程偏差具有良好的鲁棒性。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 滑翔段 D-E剖面 反馈线性化 滑模控制

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基于修正牛顿迭代的固体运载火箭末修级制导方法 被引量：4

15

作者 葛云鹏 梁卓 +2 位作者 吕瑞 涂海峰 陈喆 《中国惯性技术学报》 EI CSCD 北大核心 2021年第4期549-553,共5页

针对固体运载火箭发动机能量不可控及喷管控制精度有限导致的关机点轨道参数精度较低问题,提出一种基于修正牛顿迭代的固体运载火箭末修级入轨制导方法。首先,直接建立目标轨道参数与制导变量的非线性方程。然后,通过引入修正系数矩阵... 针对固体运载火箭发动机能量不可控及喷管控制精度有限导致的关机点轨道参数精度较低问题,提出一种基于修正牛顿迭代的固体运载火箭末修级入轨制导方法。首先,直接建立目标轨道参数与制导变量的非线性方程。然后,通过引入修正系数矩阵并采用牛顿迭代方法保证偏导矩阵范数逐次递减,提高了制导精度及迭代收敛性。仿真结果表明所提方法相对闭路制导,轨道半长轴偏差平均降低101.2 m、1 km以内入轨概率提高8.52%,工程适用性较强。 展开更多

关键词 固体火箭 牛顿迭代 末修 制导

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同步轨道多星共位位置保持研究 被引量：1

16

作者 李果 《航天控制》 CSCD 北大核心 1996年第3期1-6,共6页

本文对同步轨道多星共位位置保持策略进行了初步研究，阐述了该策略的基本原理及方法，并提出了对卫星姿控系统及地面测控系统的精度要求。

关键词 地球同步轨道 多星共位 位置保持 人造卫星

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火箭型单级入轨（SSTO）的初步分析 被引量：5

17

作者 祁锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第4期61-68,共8页

火箭型单级入轨（ＳＳＴＯ）是今后的发展方向之一，从多方面分析了火箭型单级入轨（ＳＳＴＯ）方案的可能性，简要回顾了ＳＳＴＯ的发展历史，特别对三角快帆（ＤＣ－Ｃｌｉｐｐｅｒ）作了分析，认为采取多项先进技术后是完全可以实现... 火箭型单级入轨（ＳＳＴＯ）是今后的发展方向之一，从多方面分析了火箭型单级入轨（ＳＳＴＯ）方案的可能性，简要回顾了ＳＳＴＯ的发展历史，特别对三角快帆（ＤＣ－Ｃｌｉｐｐｅｒ）作了分析，认为采取多项先进技术后是完全可以实现的。明确了单级入轨的两个基本方向：提高比冲和降低结构重量。分析了采用不同形式发动机的影响，列出了主要关键技术，最后提出了几个有参考价值的观点。 展开更多

关键词 火箭推进 单级入轨 飞行器 结构重量分析

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运载火箭平台惯导系统杆臂效应对入轨精度的影响 被引量：2

18

作者 周曼娟 《航天控制》 CSCD 北大核心 1997年第2期6-11,共6页

针对运载火箭平台惯导系统杆臂效应对入轨精度的影响进行了研究和分析，并给出了仿真结果。

关键词 运载火箭 惯导系统 入轨控制精度

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