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垂直发射战术导弹绕射打击目标方法研究
1
作者 郑菊红 王嘉文 +1 位作者 赵军民 罗建军 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第4期668-676,共9页
针对垂直发射战术导弹绕射打击目标的问题,提出一种多段组合的弹道设计与位姿切换的控制策略。建立了垂直发射战术导弹运动的数学模型,采用四元数表示姿态旋转矩阵,通过适时切换旋转顺序,将其解算为导弹姿态角,适应垂直发射绕射打击的... 针对垂直发射战术导弹绕射打击目标的问题,提出一种多段组合的弹道设计与位姿切换的控制策略。建立了垂直发射战术导弹运动的数学模型,采用四元数表示姿态旋转矩阵,通过适时切换旋转顺序,将其解算为导弹姿态角,适应垂直发射绕射打击的姿态角范围;对绕射打击弹道进行了分段设计,将全段弹道分为垂直转弯段、绕射准备段、绕射转弯段、末段打击段,并给出了各段弹道俯仰/偏航/滚转三通道的控制策略;建立了不同阶段弹道的过渡模型,给出了不同控制策略下的控制方法,实现垂直发射战术导弹的稳定飞行绕射并打击目标。以某型垂直发射战术导弹为例,通过对比仿真校验了所提方法的有效性,蒙特卡洛仿真统计脱靶量小于0.15 m,期望打击偏航角误差小于2°。 展开更多
关键词 垂直发射 绕射 弹道设计 导弹控制
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基于Hill方程的编队卫星群运动分析与轨道设计 被引量：12
2
作者 张玉锟 戴金海 +1 位作者 王石 任萱 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 2000年第6期1-5,共5页
从Hill方程出发 ,研究了绕飞轨道的性质及编队卫星群的轨道设计方法。从三方面对绕飞轨道进行了描述 :坐标平面投影 ,与坐标平面的夹角 ,绕飞轨道根数。编队卫星群的轨道设计分两步进行 :先求基本环绕卫星的轨道根数 ;再求其它环绕卫星... 从Hill方程出发 ,研究了绕飞轨道的性质及编队卫星群的轨道设计方法。从三方面对绕飞轨道进行了描述 :坐标平面投影 ,与坐标平面的夹角 ,绕飞轨道根数。编队卫星群的轨道设计分两步进行 :先求基本环绕卫星的轨道根数 ;再求其它环绕卫星的轨道根数。仿真结果表明 。 展开更多
关键词 HiII方程 编队卫星群 绕飞轨道 轨道设计 运动分析 编队飞行
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快速绕飞卫星空间圆编队设计方法 被引量：13
3
作者 王功波 孟云鹤 +1 位作者 郑伟 汤国建 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第11期2465-2470,共6页
连续小推力条件下,针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型。分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法,并利用数值方法验证了所推导公式的正确性。计算结果表明,... 连续小推力条件下,针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型。分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法,并利用数值方法验证了所推导公式的正确性。计算结果表明,在高度为500km的圆轨参考道卫星实现周期为10分钟、半径100m的空间圆绕飞,一个绕飞周期所需最小速度增量约为4.77m/s。文章提出的基本设计原理并不局限于空间圆编队,也可用于其它快速绕飞编队的设计工作。 展开更多
关键词 连续小推力 快速绕飞 卫星编队 速度增量
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空间交会接近与绕飞设计 被引量：16
4
作者 朱仁璋 汤溢 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2005年第1期7-14,共8页
文章研究了空间交会接近与绕飞的设计方法, 给出V-bar转移的一般解, 适合任意转移时间。对V-bar至R-bar或H-bar的转移, 设计了不同转移方式, 以满足轨迹界角、转移时间、速度增量、制导方法等方面的要求, 为空间交会总体设计提供依据。
关键词 空间交会 制导方法 总体设计 轨迹 计提 转移方式 增量 依据 文章
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有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制 被引量：11
5
作者 师鹏 李保军 赵育善 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第7期757-760,共4页
基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统... 基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量. 展开更多
关键词 绕飞 轨道控制 最优控制 有限推力
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共面快速受控绕飞轨迹设计与控制 被引量：13
6
作者 罗建军 杨宇和 袁建平 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期1389-1392,共4页
绕飞运动在航天器在轨服务与在轨支援、辅助航天员舱外活动、航天器编队飞行、空间交会对接等空间活动中具有重要应用。分析了快速受控绕飞的可行性和主要过程,建立了适用于目标航天器运行在圆轨道上的共面快速绕飞和进入绕飞与退出绕... 绕飞运动在航天器在轨服务与在轨支援、辅助航天员舱外活动、航天器编队飞行、空间交会对接等空间活动中具有重要应用。分析了快速受控绕飞的可行性和主要过程,建立了适用于目标航天器运行在圆轨道上的共面快速绕飞和进入绕飞与退出绕飞的轨迹设计模型,采用多速度脉冲控制方法和等角度/等时间控制方式对绕飞轨迹进行控制。仿真计算结果表明所提出的快速受控绕飞轨迹设计模型和控制方法可以实现对圆轨道目标航天器的共面快速受控绕飞。 展开更多
关键词 绕飞卫星 快速受控绕飞 轨迹 多脉冲控制
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空间绕飞任务中航天器姿态跟踪的鲁棒控制 被引量：9
7
作者 宋申民 张保群 陈兴林 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2011年第1期120-126,共7页
研究了空间绕飞任务中从航天器对主航天器进行观测时的姿态跟踪控制问题,提出了综合考虑挠性、外部扰动和参数不确定性等因素的输入饱和鲁棒控制器设计方法。根据主、从航天器的质心相对运动信息,解算出了从航天器的期望跟踪姿态。为保... 研究了空间绕飞任务中从航天器对主航天器进行观测时的姿态跟踪控制问题,提出了综合考虑挠性、外部扰动和参数不确定性等因素的输入饱和鲁棒控制器设计方法。根据主、从航天器的质心相对运动信息,解算出了从航天器的期望跟踪姿态。为保证从航天器跟踪期望姿态时控制器的有界性和强鲁棒性,将文献中已有的一种一阶滑模姿态调节控制器推广到了姿态跟踪的情况。进一步,为消除一阶滑模控制的高频抖振问题,将姿态跟踪问题转化成了标准的二阶滑模控制问题,提出了一种连续的二阶滑模姿态跟踪控制器。仿真结果表明,本文算法能有效实现绕飞过程中的姿态跟踪,同时具有强鲁棒性。 展开更多
关键词 绕飞 姿态跟踪 滑模控制 输入饱和 不确定性
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远距离轨道接近及绕飞控制技术研究 被引量：5
8
作者 吴会英 陈宏宇 +1 位作者 余勇 赵灵峰 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2010年第1期25-33,共9页
文章对半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经相近的两航天器的远距离轨控接近方案进行了理论分析。首先研究了通过改变轨道半长轴调整航天器升交点赤经变化率,进而控制轨道法向振幅的方法;其次给出控制点的选择时机与相对绕飞椭圆大小的定... 文章对半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经相近的两航天器的远距离轨控接近方案进行了理论分析。首先研究了通过改变轨道半长轴调整航天器升交点赤经变化率,进而控制轨道法向振幅的方法;其次给出控制点的选择时机与相对绕飞椭圆大小的定量关系;然后提出采用径向矢径模之差估计远距离相对运动参数方法;最后通过"神舟七号"伴星与轨道舱的远距离接近及绕飞控制仿真对理论推导进行了验证。 展开更多
关键词 轨道控制 绕飞 相对运动 小卫星 仿真
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航天器受迫绕飞构型设计与控制 被引量：8
9
作者 张冉 殷建丰 韩潮 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第10期2030-2039,共10页
针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求,研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W(Clohessy-Wiltshire)方程的解析解,提出了双水滴拼接绕飞构型,并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计;推导了伴随航天器初始... 针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求,研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W(Clohessy-Wiltshire)方程的解析解,提出了双水滴拼接绕飞构型,并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计;推导了伴随航天器初始状态变量与绕飞构型形状参数的关系,得到了4种构型的解析表达式和脉冲控制策略。通过数值仿真算例验证了设计的4种绕飞构型能够实现伴随航天器的慢速绕飞和快速绕飞,比较了不同绕飞构型的燃料消耗和绕飞距离误差。数值结果表明,双水滴拼接绕飞构型总脉冲最小。研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。 展开更多
关键词 在轨服务 受迫绕飞 C-W方程 脉冲控制 构型设计
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线性连续周期系统的模型参考跟踪控制 被引量：11
10
作者 路阳 付艳明 张卯瑞 《控制与决策》 EI CSCD 北大核心 2016年第7期1279-1284,共6页
基于周期系统Lyapunov稳定性理论,给出控制器的存在条件.利用广义Sylvester矩阵方程的参数化解,提出模型参考跟踪控制器的参数化设计算法.该控制器包括具有一定收敛速率的反馈镇定控制器和完全参数化的前馈跟踪补偿器两部分.以基于T-H... 基于周期系统Lyapunov稳定性理论,给出控制器的存在条件.利用广义Sylvester矩阵方程的参数化解,提出模型参考跟踪控制器的参数化设计算法.该控制器包括具有一定收敛速率的反馈镇定控制器和完全参数化的前馈跟踪补偿器两部分.以基于T-H方程描述的两航天器绕飞任务下的控制系统进行仿真,仿真结果验证了所提出控制方法的有效性. 展开更多
关键词 连续周期系统 模型参考跟踪控制 参量Lyapunov方法 参数化方法 航天器绕飞
原文传递
一种翻滚非合作航天器抵近绕飞避障轨迹规划和跟踪控制方法 被引量：9
11
作者 黄宇嵩 田栋 +2 位作者 李洪珏 焦荣惠 李斐 《空间控制技术与应用》 CSCD 北大核心 2021年第3期1-8,共8页
针对空间无人在轨服务任务中翻滚非合作航天器抵近、绕飞和避障问题,在目标特征部位本体坐标系,建立了轨道和姿态相对运动模型.设计了抵近和绕飞策略,以抵近轨迹的燃料和时间最优为目标函数,考虑规避障碍物情况,结合动力学和路径等约束... 针对空间无人在轨服务任务中翻滚非合作航天器抵近、绕飞和避障问题,在目标特征部位本体坐标系,建立了轨道和姿态相对运动模型.设计了抵近和绕飞策略,以抵近轨迹的燃料和时间最优为目标函数,考虑规避障碍物情况,结合动力学和路径等约束条件进行轨迹规划,最后采用高斯伪谱法对连续最优控制问题进行离散转化,对转化后的非线性规划问题进行求解,得出最优路径.同时基于轨道和姿态协同的六自由度轨迹跟踪误差模型,设计了全状态反馈轨迹跟踪控制律,在相对运动姿态和轨道模型的基础上,对控制过程进行了闭环仿真验证,结果表明了姿轨耦合轨迹跟踪控制律的有效性和稳定性. 展开更多
关键词 非合作航天器 抵近绕飞 高斯伪谱法 轨迹规划 轨迹跟踪
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伴随卫星接近绕飞的轨道控制方法研究 被引量：7
12
作者 李革非 朱民才 韩潮 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期2182-2187,共6页
针对伴随卫星以共面方式接近目标星飞行、并最终实现共面绕飞这一问题进行了研究。提出了通过轨道调相控制实现轨道接近,并且兼顾实现绕飞轨道构型参数的方法。仿真实例表明,提出的接近绕飞轨道控制方法成功地实现了伴随卫星相对目标星... 针对伴随卫星以共面方式接近目标星飞行、并最终实现共面绕飞这一问题进行了研究。提出了通过轨道调相控制实现轨道接近,并且兼顾实现绕飞轨道构型参数的方法。仿真实例表明,提出的接近绕飞轨道控制方法成功地实现了伴随卫星相对目标星的接近和绕飞,很好地达到了绕飞轨道构型的参数指标要求。 展开更多
关键词 伴随卫星 轨道接近 轨道绕飞
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基于滚动优化和微分Theta-D方法的快速绕飞航天器姿轨协同控制 被引量：6
13
作者 朱志斌 李果 +1 位作者 何英姿 魏春岭 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期167-174,共8页
针对近距离快速绕飞的视线保持要求和姿轨耦合特点,研究航天器姿轨协同最优控制方法。建立了六自由度相对运动耦合非线性模型,偏心推力矢量同时提供位置和姿态控制能力;考虑到近距离相对运动对动态性能的高精度要求,不同于无限时域经典T... 针对近距离快速绕飞的视线保持要求和姿轨耦合特点,研究航天器姿轨协同最优控制方法。建立了六自由度相对运动耦合非线性模型,偏心推力矢量同时提供位置和姿态控制能力;考虑到近距离相对运动对动态性能的高精度要求,不同于无限时域经典Theta-D方法,提出了一种包含终端状态约束的滚动优化有限时域最优控制快速解算方法,推导了中间过程微分Riccati方程和微分Lyapunov方程的横截条件。控制器设计充分考虑了有限脉冲小推力器和有限力矩输出装置的约束。对近距离快速绕飞的仿真结果说明了方法的有效性,所提方法在保证相对运动稳定和动态性能的前提下控制输出幅值小,具有工程实际意义。 展开更多
关键词 快速绕飞 姿轨协同控制 微分Theta-D最优控制器 修正罗德里格参数
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航天器最优受控绕飞轨迹推力幅值延拓设计方法 被引量：6
14
作者 朱小龙 刘迎春 高扬 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2014年第5期756-769,共14页
针对航天器燃料最优可变周期绕飞轨迹的求解问题,提出了一种以推力幅值为延拓参数的延拓方法.问题求解从最为简单的双脉冲绕飞轨迹出发,首先利用有限推力替代脉冲推力,设定推力序列为"开—关—开",然后逐步减小推力幅值,最终... 针对航天器燃料最优可变周期绕飞轨迹的求解问题,提出了一种以推力幅值为延拓参数的延拓方法.问题求解从最为简单的双脉冲绕飞轨迹出发,首先利用有限推力替代脉冲推力,设定推力序列为"开—关—开",然后逐步减小推力幅值,最终得到最小推力绕飞轨迹;此后,再逐步增加推力幅值,结合主矢量曲线判断最优推力开关序列,将最小推力解延拓至有限推力以及脉冲推力燃料最优解.该方法通过对推力幅值的延拓,实现了有限推力bang-bang控制与脉冲推力燃料最优绕飞轨迹优化问题的一并求解,同时避免了最优控制问题中协态变量的随机猜测.慢速与快速绕飞算例的优化结果验证了所提出方法的有效性. 展开更多
关键词 绕飞轨迹 延拓方法 轨迹优化 燃料最优 有限推力 脉冲推力
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分布式InSAR卫星绕飞角设计与控制方法研究 被引量：3
15
作者 伍升钢 钱山 +2 位作者 谭炜 张智斌 李恒年 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1224-1230,共7页
针对分布式卫星绕飞轨道构型设计与控制问题,提出了基于Hill方程的绕飞构型设计算法,给出了绕飞角与升交点赤经偏差和轨道倾角偏差的关系,并分析了绕飞角的稳定性;根据分布式InSAR卫星绕飞构型特点提出了基于开普勒轨道实现特定绕飞角... 针对分布式卫星绕飞轨道构型设计与控制问题,提出了基于Hill方程的绕飞构型设计算法,给出了绕飞角与升交点赤经偏差和轨道倾角偏差的关系,并分析了绕飞角的稳定性;根据分布式InSAR卫星绕飞构型特点提出了基于开普勒轨道实现特定绕飞角和绕飞半长轴的双层迭代轨道控制算法。仿真结果表明,上述方法设计的绕飞构型稳定,捕获控制策略简单可行、控制精度高,具有一定的工程参考价值。 展开更多
关键词 分布式卫星 绕飞构型设计 绕飞角 轨道控制
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卫星编队飞行相对绕飞控制策略 被引量：7
16
作者 姜宇 李恒年 +2 位作者 潘立公 胡静 宝音贺西 《航天控制》 CSCD 北大核心 2014年第1期55-62,共8页
提出了一种能考虑复杂摄动模型的卫星编队飞行相对绕飞控制策略,该策略仅需进行切向和法向控制,控制律不需要改变推力大小和方向,不需要进行卫星的姿态机动,适用范围广。对绕飞角、绕飞中心、绕飞基线等编队构形参数的控制精度高,对绕... 提出了一种能考虑复杂摄动模型的卫星编队飞行相对绕飞控制策略,该策略仅需进行切向和法向控制,控制律不需要改变推力大小和方向,不需要进行卫星的姿态机动,适用范围广。对绕飞角、绕飞中心、绕飞基线等编队构形参数的控制精度高,对绕飞角的控制误差可达0.05°以下,绕飞挠率控制到0.001以下。此外,绕飞中心、绕飞角、绕飞基线、最小距离、最大距离均可稳定地保持,控制后编队构形稳定性好,有利于延长保持控制的周期,节约推进剂的消耗。该策略首次实现了对绕飞中心和绕飞挠率的控制。 展开更多
关键词 卫星编队飞行 绕飞曲率 绕飞挠率 绕飞控制 相对控制 控制策略
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绕飞过程中小天体三维模型重构及探测器运动估计研究 被引量：7
17
作者 崔平远 邵巍 崔祜涛 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期1381-1389,共9页
提出了一种利用绕飞段拍摄序列图像对小天体三维模型进行重构,同时估计探测器位置姿态的方法。利用PCA-SIFT算法对探测器绕飞小天体过程中拍摄的序列图像进行特征点提取及匹配,得到稳定的特征点序列。在窄视场拍摄条件下,通过弱透视投... 提出了一种利用绕飞段拍摄序列图像对小天体三维模型进行重构,同时估计探测器位置姿态的方法。利用PCA-SIFT算法对探测器绕飞小天体过程中拍摄的序列图像进行特征点提取及匹配,得到稳定的特征点序列。在窄视场拍摄条件下,通过弱透视投影变换简化成像模型,并利用SVD因式分解算法重构了小天体的三维模型,同时估计出探测器的位置和姿态。通过实际拍摄的图像以及人工数据分析了距离远近、特征点个数、图像帧数以及视场角等因素对三维重构精度以及探测器位姿估计的影响。仿真结果表明该算法可以有效的用于小天体模型重构以及探测器的运动估计。 展开更多
关键词 小天体三维重构 探测器运动估计 绕飞小天体
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编队飞行相对倾斜构形的e/i矢量控制方法 被引量：3
18
作者 伍升钢 钱山 +1 位作者 李恒年 谭炜 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2014年第2期69-75,共7页
针对分布式卫星编队飞行相对倾斜构形设计与控制问题进行了研究,提出了基于e/i矢量相对运动模型的相对倾斜构形设计算法,给出了相对倾斜构形与偏心率偏差、轨道倾角偏差和升交点赤经偏差的关系,并针对相对倾斜构形偏置量的特点,提出了... 针对分布式卫星编队飞行相对倾斜构形设计与控制问题进行了研究,提出了基于e/i矢量相对运动模型的相对倾斜构形设计算法,给出了相对倾斜构形与偏心率偏差、轨道倾角偏差和升交点赤经偏差的关系,并针对相对倾斜构形偏置量的特点,提出了基于高斯摄动方程编队控制模型的一种四脉冲构形捕获控制算法,仿真结果表明,以e/i矢量进行构形设计,方法直观,捕获控制策略简单,绕飞构形稳定。 展开更多
关键词 分布式卫星 e i矢量 相对倾斜构形 绕飞角 轨道控制
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慢旋非合作目标快速绕飞避碰控制 被引量：5
19
作者 李学辉 宋申民 《控制与决策》 EI CSCD 北大核心 2018年第9期1612-1618,共7页
针对慢旋非合作目标,利用滑模控制和人工势函数理论设计两种快速绕飞避碰控制器以实现安全快速绕飞.通过考虑非合作卫星的几何形状,建立椭球避碰区域模型,解决了球形避碰区域无法实现的快速绕飞避碰问题.基于完全的非线性相对运动方程,... 针对慢旋非合作目标,利用滑模控制和人工势函数理论设计两种快速绕飞避碰控制器以实现安全快速绕飞.通过考虑非合作卫星的几何形状,建立椭球避碰区域模型,解决了球形避碰区域无法实现的快速绕飞避碰问题.基于完全的非线性相对运动方程,分别针对系统外界扰动上界已知和未知的情形设计避免碰撞的快速绕飞控制器,所设计的控制器均可以严格地保证快速绕飞的安全性.利用Lyapunov理论证明了系统的渐近稳定性,并通过数值仿真验证了所设计控制器的有效性. 展开更多
关键词 快速绕飞 避免碰撞 人工势函数 滑模控制 渐近稳定
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一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法 被引量：2
20
作者 刘涛 王勇 +1 位作者 解永春 胡锦昌 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期524-531,共8页
本文提出一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法。该方法依据实时相对位置和目标位置确定绕飞坐标系;在绕飞坐标系中,分别采用扇形轨迹和直线轨迹设计了两类接近轨迹规划策略,利用相对位置和目标位置间的夹角进行规划策略选择... 本文提出一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法。该方法依据实时相对位置和目标位置确定绕飞坐标系;在绕飞坐标系中,分别采用扇形轨迹和直线轨迹设计了两类接近轨迹规划策略,利用相对位置和目标位置间的夹角进行规划策略选择,以规划得到过渡目标位置,并采用CW制导进行过渡目标位置的接近控制;为保证绕飞过程中相对测量敏感器始终有效测量,还设计了姿态指向控制律使追踪航天器x轴指向目标航天器。数学仿真校验了所设计方法的有效性。 展开更多
关键词 非合作目标 惯性指向轴 绕飞
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