倾侧
- 一种近似解析的再入滑翔飞行器可达域快速生成方法
巨平等[5]选取倾侧角为时间的分段常值函数,采用遗传算法来求解一系列的轨迹优化问题。王涛等[6]提出一种基于Gauss伪谱法的再入可达域计算方法,采用固定的攻角剖面,仅对倾侧角进行单变量寻优。此外,还有一些研究者打破了剖面假设、拟平衡滑翔假设等藩篱,设计了其他类型的可达域求解方法,如基于虚拟目标点[7]、基于直接法[8-11]等。相比基于剖面的求解方法,这些新方法不需要设计相关剖面,其可达域范围更大且更接近实际值。如蔺君等[12]对攻角、倾侧角进行参数化,
航天控制 2023年4期2023-09-04
- 基于强化学习的禁飞区绕飞智能制导技术
相结合的方式更新倾侧角的幅值，侧向制导设计了一种倾侧角反转逻辑的切换机制，利用航向角误差走廊和航向角导向区域控制飞行器的侧向运动。赵亮博等［9］开展了基于虚拟目标导引的高速飞行器禁飞区规避制导方法研究，结合Dubins 曲线轨迹规划方法与比例导引方法实时跟踪虚拟目标，实现飞行器对禁飞区的规避制导。章吉力等［10-11］对禁飞区影响下的空天飞机可达区域计算方法进行了研究，从极限绕飞轨迹与禁飞区的切点出发，提出绕过禁飞区后的可达区域计算方法，并研究一种考虑禁飞
航空学报 2023年11期2023-07-29
- 高超声速滑翔飞行器运动性能分析
的定量研究,分析倾侧角对飞行速度、飞行高度和过程约束的影响[9],采用逆向席卷法求解最优修正轨迹的反馈控制量[10]、自适应全阶终端无抖振滑模控制律[11]和改进的自适应伪谱法求解策略[12]指导轨迹优化和制导方法设计;还有一类则旨在对HGV的复杂运动轨迹进行预测,基于低轨双星系统对目标的定位跟踪性能研究基于CV、CA、CS模型的无迹卡尔曼滤波跟踪精度[13],或将对目标机动特性的分析融入到预测算法的设计过程之中[14],以实现对HGV的复杂机动弹道进行精
计算机仿真 2023年5期2023-07-03
- 带倾侧角约束STT形式及BTT形式的机动飞行器速度控制方法
贾平会，程云鹏带倾侧角约束STT形式及BTT形式的机动飞行器速度控制方法颜楚雄，宋加洪，秦绪国，贾平会，程云鹏（北京航天长征飞行器研究所，北京，100076）随着飞行任务的变化，对机动飞行器进行速度控制时的运动姿态提出了新的要求。为了提高速度控制精度以及拓展该方法在多种控制方式中的应用范围，首先，利用高斯伪谱法（Gauss Pseudospectral Method，GPM）生成理想速度曲线，为飞行器作速度控制提供可靠的速度参考曲线；然后，提出了带倾侧角约
导弹与航天运载技术 2023年1期2023-03-09
- 滑翔导弹轨迹跟踪与能量管理模型设计与仿真
4-5］通过规划倾侧角-速度剖面模型构建H-V 再入走廊，结合航向误差走廊模型优化倾侧反转时机，在满足终端高度、速度约束的同时，将航向角误差控制在一定范围内。在此基础上，傅瑜［6-7］基于预测制导模型，通过在线积分得到末端状态并以迭代的方式实现控高控速的目的。但是由于上述模型全程采用基于弹道偏角误差门限的倾侧翻转逻辑进行横侧向通道轨迹控制，存在横侧向航迹不固定、位移偏差大的问题，并不适用于有着严格禁飞安全距离约束的滑翔导弹。综上所述，考虑到现有模型在跟踪滑
系统仿真技术 2022年4期2023-01-17
- 基于强化学习的再入飞行器“新质”走廊在线生成技术
角误差走廊来确定倾侧角的符号,当横向控制量到达走廊边界时,倾侧角符号翻转。本文旨在研究基于强化学习的再入飞行器“新质”走廊在线生成技术,打破传统预测校正制导等方法中固有的走廊约束,在满足飞行过程约束(热流率、过载、动压等约束)和中末交班点约束的前提下,通过飞行器与环境大量交互“试错”,并借鉴人类基于反馈来调整学习策略的思想,设置有效的奖励(反馈)引导,利用强化学习中PPO算法训练飞行器倾侧角制导模型,颠覆现有制导方法在横向走廊/纵向剖面的约束,实现飞行器基
航空学报 2022年9期2022-10-12
- 基于深度强化学习与高度速率反馈的再入制导方法
路径约束转换为对倾侧角幅值的约束。对于具有高升阻比的高超声速飞行器而言，另一个需要关注的现象是：在再入滑翔过程中，飞行器高度会呈现一种周期性振荡的现象。这种振荡会使飞行器逾越路径约束，甚至使准平衡滑翔条件失效，严重影响系统的稳定性。文献[8]在预测校正制导方法的基础上，设计了一种参数化的反馈控制律，可以根据飞行器高度变化速率进行倾侧角幅值修正来抑制振荡现象。文献[9]则是以高度变化率及空速为输入，设计模糊控制器对倾侧角幅值进行调节来抑制振荡。但是这两种方法
无人系统技术 2022年4期2022-09-27
- 基于禁飞区规避的高超声速飞行器再入制导律设计
迹角和航向角；为倾侧角；为地球自转角速率，由于地球自转影响较小，我们通常可以忽略该项，从而简化式（5）～（7）为由于是无动力滑翔再入，采用零侧滑角飞行，所以上述动力学方程的控制量主要是攻角和倾侧角，通过控制攻角能够控制升力和阻力大小，通过控制倾侧角的幅值和方向能够控制航迹角与航向角；通常对于大升阻比飞行器，攻角设计时主要考虑热防护效应。结合再入制导问题，由于攻角的调节代价远高于倾侧角的调节代价，再入飞行器一般选择用预定攻角剖面飞行，攻角采用与飞行速度有关的
空天防御 2022年2期2022-08-08
- 阻力和升力加速度指令快速解析与跟踪制导
剩、准平衡滑翔、倾侧转弯和无动力等特点，其制导任务通常是使飞行器在到达给定的待飞纵程时将其高度、速度、航迹方向角、弹道倾角等多个参数控制到期望的值，以实现和下一个飞行段的顺利衔接。解决滑翔段制导问题应用较多的制导方法有预测校正制导［1-9］、阻力加速度跟踪制 导［10-14］、三 维 制 导［15-16］、解 析 制 导［17-21］等。在预测校正制导中，攻角剖面一般事先给定为一个随速度或马赫数变化的固定剖面，在制导中攻角仅在给定剖面基础上做小幅调整。攻角
北京航空航天大学学报 2022年3期2022-03-29
- 基于阻力加速度指令快速解析与跟踪的中段制导方法
道积分预测以确定倾侧角，计算量较大；各种跟踪制导一般需要先设计参考轨迹或阻力加速度剖面，再对其进行跟踪。在上述两大类制导方法中，攻角剖面或参考轨迹的设计是否合理、是否优化，在很大程度上影响着制导性能。本文提出一种基于阻力加速度指令快速解析与跟踪的制导方法，尝试通过直接解析的方法实现升力式飞行器的准平衡滑翔飞行段制导任务，摆脱制导方法对攻角剖面或参考轨迹的依赖。1 中段制导问题概述假设飞行器已经处于准平衡滑翔飞行状态，飞行器当前待飞纵程为L0、高度为h0、速
航天控制 2021年2期2021-11-18
- 基于LSTM 模型的飞行器智能制导技术研究
飞射程并校正一次倾侧角的幅值,而在横向制导中,需要时刻(一般每隔0.1 s)判断横程误差或航向角与视线角的误差是否超出走廊边界.因而,对于倾侧角这一控制量来说,存在两个制导周期,其幅值的制导周期是其符号制导周期的上百倍,存在明显的不匹配.二是,预测校正制导需分别在纵向和横向制导中对动力学方程进行两次积分,纵向制导中的积分预测飞行器的待飞射程,横向制导中的积分确定飞行状态,进而确定倾侧角的符号,两次积分过程存在明显的冗余计算,所需要的制导指令解算时间较长.针
力学学报 2021年7期2021-11-09
- 基于纵程解析解的飞行器智能横程机动再入协同制导
TT)模式，通过倾侧反转逻辑来控制飞行器侧向机动。但目前大多数再入制导问题未考虑时间约束，对协同再入制导的研究较少。关于时间可控再入制导可以归结为纵向弹道调整与横向倾侧反转设计。文献[11]基于模型预测静态规划设计了协同再入制导方法，但该方法并未对终端速度与高度进行约束管理，难以满足工程实际需求。文献[12]分析了影响飞行时间的因素，基于反向传播(BP)神经网络提出一种时间可控再入制导方法。该方法通过BP神经网络在线预测剩余飞行时间，进而调整航向角走廊宽度
兵工学报 2021年7期2021-08-28
- 可重复使用运载器多约束鲁棒预测校正制导
路点等地理约束,倾侧角约束,同时还须考虑再入参数不确定性,这些问题对RLV的再入制导系统设计提出了严峻的挑战。针对过程约束等常规约束,通常采用预先设置约束走廊对阻力加速度或倾侧角进行限制的方式[2-4],以使飞行器不突破再入约束,保证再入过程的安全性。例如文献[2]将过程约束转化为阻力-能量走廊,通过设计标称阻力加速度剖面,并利用其二阶导数得到倾侧角幅值。Lu[3]提出统一适用的再入预测校正制导方法,较好解决了轨迹高度震荡和过程约束问题。标称轨迹与优化算法
系统工程与电子技术 2021年5期2021-05-06
- 再入飞行器禁飞区规避近似解析制导方法
飞行器转弯半径和倾侧角的近似解析关系，结合Dubins曲线的路径规划方法生成禁飞区规避的制导策略。同时为修正规避引起的终端误差，建立基于能量运动模型来解析预测航程，通过割线法对倾侧角指令进行迭代修正，实现航程校正控制。通过速度倾角的反馈控制设计，满足终端高度约束。最后基于CAV-H的数学模型仿真验证了该算法在禁飞区绕飞规避的有效性，满足终端约束条件且计算效率高、实时性好。1 飞行器运动建模1.1 再入运动方程本文研究的飞行器采用无动力滑翔的方式再入，采取倾
导弹与航天运载技术 2021年2期2021-04-26
- 考虑禁飞区规避的空天飞行器分段预测校正再入制导方法
到剩余航程，进行倾侧角迭代。文献[15]以低升力结构的飞行器为背景应用了预测—校正制导，并取得了很高的精度。还有许多学者针对更加具体的任务形式对预测—校正制导做出了一些改进。文献[16]在火星大气进入的背景下考虑到倾侧角多次反号会产生燃料消耗过多的问题，把预测环节引入了侧向制导中，给出了只经过一次反转就使末端横程为零的侧向制导律。文献[17]应用准平衡滑翔条件(QEGC)来进行攻角设计，进而得到再入轨迹。考虑到对于高升阻比RLV的QEGC约束过于苛刻，文献
宇航学报 2021年1期2021-02-23
- 高超声速滑翔再入飞行器的可达区快速预测*
前者的关键是获得倾侧角的变化规律，目前有三种方法：①通过伪谱[4-5]或粒子群[6]等数值优化方法获得倾侧角的变化规律；②利用最优化原理[7]或再入走廊边界[8]推出倾侧角的控制律表达式；③将倾侧角设置为常值[9]。这三种方法的精度、运算量和依赖的先验信息量是逐渐减小的。可达区边界的获取目前有两种方法：①遍历法，即通过计算不同纵程或倾侧角条件下的最大横程弹道，将末段点连接构成边界；②椭圆近似法，即将可达区近似为椭圆形，利用最大纵程和最大横程三个末端点计算椭
国防科技大学学报 2021年1期2021-02-01
- 基于差分进化算法的再入可达域快速计算
题转化为求解次优倾侧角控制律问题，进一步将其等价为虚拟目标逼近问题，并将过程约束转化为倾侧角约束，得到再入可达域。根据文献[7]在分析攻角优化问题的基础上，基于拟平衡滑翔条件结合飞行器再入多种约束，得到再入攻角的设计空间，给出再入攻角剖面设计方法，并应用于再入可达域优化。文献[8]利用拟平衡滑翔条件，通过零值倾侧角和最大横向航程生成虚拟目标集，将再入强约束条件转化为攻角下边界约束条件，得到飞行器再入可达域。文献[9]将可重复使用飞行器再入可达域转化为参数优
中国空间科学技术 2020年4期2020-12-01
- TSTO运载器一级返场轨迹优化设计与在线生成
大惯量的机体导致倾侧角多次翻转存在困难，难以采用典型升力式再入飞行器的倾侧角翻转逻辑。最后，一子级外形兼顾高速和低速性能，在宽域范围内气动特性变化显著[20]。上述特点对如何设计轨迹从而兼顾转向需求、可实现性和光滑平稳特性提出了挑战。一子级返场面临的另一个突出问题是组合体分离存在明显的分离扰动，其过程机理复杂、模拟困难[21]。分离扰动将显著影响飞行器状态，造成一子级返场初始状态与标称状态存在较大偏差。因此，需要解决大初始偏差条件下一子级返场轨迹在线生成问
航空学报 2020年11期2020-12-01
- 火星大气进入段抗饱和固定时间阻力加速度跟踪制导律设计*
计制导律，再通过倾侧角反号完成横向制导。目前横程和航向角常用于设计倾侧角反号逻辑，Lu等[17]利用速度设计了二次型的横程阈值，进行倾侧角切换。郭敏文和Christopher W等[18-19]设计了速度的线性函数作为横程阈值。利用横程阈值设计的倾侧角逻辑计算相对复杂且计算量大，增加了宇航计算机的运算压力。夏元清等[12]利用反馈线性化方法将航向角误差选为一阶惯性环节设计反号逻辑。赵振华等[20]将航向角误差阈值设计为常值进行倾侧角的切换。该方法在起始速度
飞控与探测 2020年4期2020-08-31
- 基于航路点分段的预测校正再入制导方法
以生成一条合适的倾侧角指令，引导空天飞行器沿着新的轨迹飞向目标点。预测校正算法被应用在许多方面，其可行性已在多个环境的仿真中得到了验证，主要包括可重复使用的运载火箭再入，月球进入及探月飞行器再入返回，火星进入和精确着陆等。研究人员对预测校正制导算法进行了有针对性的优化。基础的预测校正制导算法由Xue S等在文献［8］中提出，并通过X-33 测试验证了算法的有效性。Wang T 等［9］提出了一种基于模糊逻辑的预测校正制导方法，利用龙格-库塔数值积分实现弹道
无人系统技术 2020年2期2020-07-09
- 多路径约束下的高超声速滑翔飞行器再入制导
问题，设计了解析倾侧角剖面以满足再入轨迹航程约束，引入预测校正算法修正倾侧角剖面，并基于人工势场法设计了侧向制导方法以满足在线探测到突发威胁而形成的多路径约束。仿真结果验证了该算法能够有效解决存在突发威胁的多路径约束再入问题。高超声速滑翔飞行器；多路径约束；再入制导；人工势场法0 引 言高超声速滑翔飞行器（Hypersonic Gliding Vehicle，HGV）作为远程快速精确打击系统武器，具有大航程、宽速域、强突防的特点[1,2]。HGV的再入飞行
导弹与航天运载技术 2020年3期2020-06-22
- 高超声速滑翔飞行器倾侧角影响分析
参数主要是攻角和倾侧角[2]，所以飞行器滑翔段的弹道特性也主要受攻角和倾侧角影响。文献[3]在纵向平面内分析了平衡滑翔条件下，飞行器状态变量与状态变量、状态变量与过程变量之间的关系，分析了跳跃滑翔条件下，初始状态对弹道特性的影响。文献[4]利用平衡滑翔条件，构建了高超声速飞行器航程与飞行时间的解析式，定量分析了升阻比对滑翔射程的影响规律。文献[5]在最大升阻比平衡滑翔条件下，利用数值积分的方法求得了飞行速度、航程等状态变量的解析式，提出并证明了最大升阻比平
宇航学报 2020年4期2020-05-21
- 横程动态约束的预测-校正再入制导方法
定满足航程要求的倾侧角幅值函数。侧向制导一般沿用标准轨道制导法中的走廊约束方式，既采用航向角误差走廊或横程走廊调整倾侧角符号，将飞行器引向目标。文献[5-9]选取航向角偏差作为走廊约束量，当航向角偏差大于边界值时倾侧角反转。这种方法的缺点是随着再入飞行器逐渐接近目标点，航向角偏差波动会越来越大，致使再入末端发生多次反转。文献[10-12]利用再入横程变化相对缓慢的特点设计了漏斗形的横程走廊，避免再入末端不必要的倾侧角反转。文献[13]为防止横向运动冲出走廊
宇航学报 2020年4期2020-05-21
- 一种自适应滑模临近空间飞行器跟踪制导方法*
出，纵向运动仅与倾侧角大小相关，因此可通过调节攻角和倾侧角大小跟踪纵向轨迹，而通过倾侧角符号控制航向实现侧向轨迹的跟踪。(25)式中：式中:CLv、CLr、CLα为气动升力系数CL对v、r、α的偏导数；CDv、CDr、CDα为气动阻力系数CD对v、r、α的偏导数；ρr为大气密度ρ对地心矢径r的偏导数。为简化计算，可令二次型性能指标中加权矩阵Q和T为对角矩阵，则二次型性能指标可转换为:Q33(δr)2+T11(δα)2+T22(δ|γc|)2]dt(26)式
弹箭与制导学报 2019年1期2019-07-30
- 5 000 t起重船稳性衡准研究及NAPA宏命令应用
起重船承受的风压倾侧力矩，kN·m;Mh为起重机起吊荷重倾侧力矩，kN·m；MI为船舶不对称装载倾侧力矩，kN·m；θC为起重船允许的极限静倾角，(°)；Δ为排水量，t。2) 稳性衡准数Kc满足(2)式(2)中:Lq为最小倾复力臂(不计横摇角)，m；Lf为风压倾侧力臂，m。本文以供应品和燃料充足的情况下最大起吊5 000 t重物，吊臂超出舷外50 m时的作业状态为例进行NAPA宏命令编辑计算，校核稳性衡准，结果见表1。表1 起重船在作业状态下的稳性校核结果
上海船舶运输科学研究所学报 2019年2期2019-07-23
- 面对称飞行器横侧向稳定控制设计研究
道，反馈侧滑角、倾侧角及偏航角速度；副翼增稳，反馈滚转角速度。b）策略二：副翼主导控制横侧向通道，反馈侧滑角、倾侧角及滚转角速度；方向舵增稳，反馈偏航角速度。c）策略三：方向舵控制侧向通道，反馈侧滑角及偏航角速度；副翼控制横向通道，反馈倾侧角及滚转角速度。图1展示了输入为1°倾侧角指令时，系统的状态响应及舵偏角曲线。图1 状态响应及舵偏角曲线( dLCDP＜0)Fig.1 The State Response, Rudder and Aileron Cur
导弹与航天运载技术 2019年3期2019-07-11
- 高超声速滑翔飞行器轨迹预测分析*
并通过调整攻角和倾侧角实现飞行器控制。为了描述方便，在半速度坐标系中建立运动方程，目标的质心运动方程如式（1）所示。式（1）中，V为速度，θ为速度倾角，σ为速度方位角，r为地心至飞行器质心的距离，为经度，φ为纬度，这6个量描述飞行器的运动状态；ωe为地球自转角速度，g'r为地球引力加速度在地心距方向的分量，gωe为地心引力加速度在地球自转角速度分量，m为飞行器质量；L为总升力，D为阻力，与控制量攻角有关，υ为倾侧角，同样为控制量。气动升力和气动阻力的计算方
火力与指挥控制 2019年2期2019-03-14
- 基于准平衡滑翔的解析再入制导方法
值预测建立攻角、倾侧角与纵程、横程之间的线性关系，进而校正控制量。文献[6-10]将过程约束转化为倾侧角幅值约束，然后利用倾侧角剖面预测终端待飞航程，并校正倾侧角指令。文献[11-12]设计了两种分段预测校正制导算法，利用预设航路点将轨迹分段预测，提高了计算效率，但该方法依赖于离线优化，并降低了算法的自主性。文献[4,13-14]设计并改进了一种适用于各类升阻比飞行器的数值预测校正制导算法，以航程误差校正倾侧角剖面作为基准算法，辅以高度变化率反馈以满足过程
兵工学报 2019年1期2019-02-15
- 类IXV飞行器初期再入制导与姿态控制方法研究*
角剖面，在线生成倾侧角指令”的制导方案，预测-校正制导实现对倾侧角指令的在线调节.2.1 标称倾侧角剖面设计飞行器的倾侧角大小剖面由初始下降段、拟平衡滑翔段与常值飞行段组成，如图2所示.图2 初期再入倾侧角剖面Fig.2 Reentry bank angle profile在初始下降段飞行器速度大但大气稀薄，倾侧角调节对轨迹影响小，故其大小取为常值σ0,并采用开环制导模式.当飞行器达到拟平衡滑翔边界或指定高度、能量时，进入拟平衡滑翔段，倾侧角剖面|σ|取为
空间控制技术与应用 2018年3期2018-07-12
- 再入飞行器平稳滑翔可达区域计算分析
件的闭环近似最优倾侧角控制算法，推导出一种飞行器的可达区域快速生成方法。国内学者在这方面也进行了相关的研究。文献[5]使用高斯伪谱法进行轨迹优化，通过优化几种极限情况下的轨迹，并将优化得到的轨迹的终点用直线连接，得到一个多边形的近似的可达区域。文献[6]将该问题转换成满足各种再入约束条件下的轨迹优化问题，使用序列-修复算法对最大纵程、最大横程、最小纵程以及一定纵程情况下的最大横程的一系列轨迹进行优化，然后将这些轨迹的终点连起来构成近似的可达区域。此外，在再
兵器装备工程学报 2018年5期2018-06-05
- 典型控制规律滑翔飞行器的轨迹预测方法*
制参数——攻角和倾侧角建模成一阶Gauss- Markov过程，联合飞行器在半速度坐标系下的运动微分方程组成扩展的状态变量，选择飞行器的经纬高与速度大小作为无迹卡尔曼滤波的观测量并对控制参数进行滤波辨识，结合控制参数的辨识值重构其规律，进而预测飞行器的轨迹。通过仿真分析了对跳跃和非跳跃2种典型飞行轨迹的预报效果，结果表明所提方法对倾侧角不翻转的情况具有良好的预测精度。高超声速滑翔飞行器；典型控制规律；Gauss- Markov过程；参数辨识；无迹卡尔曼滤波
现代防御技术 2017年4期2017-09-03
- 非一致终端约束下火星大气进入段制导律设计
主要通过实时调整倾侧角大小以改变升力方向，进而调整探测器飞行轨迹。迄今为止，人类已经进行了49次火星探测的尝试，而其中成功率仅有47%，已有的16次着陆探测任务中只有7次成功，其中着陆过程技术故障是引起着陆任务失败的主要原因[1]。火星进入、下降和着陆是整个火星着陆过程中最为关键的阶段，该阶段的导航制导性能直接影响着陆任务的成败[2]。影响大气进入段制导性能的主要因素为探测器的构型参数和火星的大气条件。探测器的构型参数主要包括弹道系数和升阻比，它们均影响着
深空探测学报 2017年2期2017-07-03
- 改进的探月返回飞船再入数值预测校正制导方法
制导方法在跳跃段倾侧角的偏转频率、实现过载的有效抑制，采用搜索跳跃段的倾侧角偏转能量点和末段阻力加速度反馈补偿的方法，提出了改进的数值预测校正制导方法.首先，用割线法搜索倾侧角偏转能量点，使得飞船在跳跃段只进行一次偏转即可实现落点精度要求;然后，根据指数大气假设，得到阻力加速度的导数，并根据过载约束定义参考阻力加速度；最后，采用阻力加速度及其导数与参考阻力加速度及其导数的误差对倾侧角的大小进行反馈补偿，抑制末段轨迹的过载.实验结果表明，该方法倾侧角偏转次数
哈尔滨工业大学学报 2017年4期2017-04-19
- 考虑阻力加速度的再入预测－校正制导算法
横向制导通过校正倾侧角翻转时机实现。与传统的迭代预测校正制导算法相比，论文的制导算法同时校正纵向运动和横向运动，提升了飞行器的再入制导能力。每一次校正只需两次弹道预测，减少了制导的计算量。另外，采用插值的阻力加速度剖面对过程约束具有更强的处理能力。通过打靶仿真验证，论文的制导算法具有较高的制导精度和鲁棒性。再入;制导;预测－校正;阻力加速度;跟踪微分器0 引 言升力式再入制导技术主要经历了两个发展时期，一个是在20世纪70年代，该时期的研究主要针对航天飞机
宇航学报 2017年2期2017-03-27
- 一种在线再入侧向制导方法
向制导方法不能对倾侧角反转次数进行在线优化,往往会给再入飞行器姿态控制系统的设计带来沉重负担。为此,利用伪谱法可在线快速求解优化问题的特点,提出了一种基于伪谱法的在线再入侧向制导方法,并结合纵向预测校正制导法进行再入制导解算以缩减优化规模。仿真结果表明,在保证制导精度的前提下,所提方法有效地减少了倾侧角反转次数。再入飞行器; 侧向制导; 预测校正; 伪谱法0 引言再入飞行器的侧向运动一般通过倾侧角符号变化来实现。由于倾侧角大范围反转通常会引发恶劣的气动特性
飞行力学 2016年6期2016-12-21
- 论环锭纺纱钢丝圈外倾角τ′
丝圈；钢领；位置倾侧；加捻[1]的力学分析给出，纺纱时钢丝圈发生倾侧，其实是其所在平面MJA在钢领上位置倾侧，如图1所示。图1中线OO″表示锭轴z，点A是钢丝圈与钢领接触点，OA为轴x′，且Ax′与Ox合一。作用在钢丝圈上的力是由力FM、Q、N组成的平衡力系，点O′是力平衡点；图中点M是钢丝圈质心，也是离心力FM的作用点；点J是纱与钢丝圈的接触点，也是纱张力Q的作用点；点A则是钢领支反力N的作用点；这3点都在钢丝圈平面上，故钢丝圈平面名为MJA。它在平动运
纺织器材 2016年5期2016-11-22
- 甲板桁材对谷物稳性的影响
物空间与谷物体积倾侧矩，通过谷物体积倾侧矩来判定谷物稳性计算数值。同时利用NAPA软件来进行校核计算，通过计算结果分析得出甲板桁材对谷物稳性的影响。散装谷物；桁材；稳性计算；NAPA0 引言谷物系指包含小麦、玉蜀黍（苞米）、燕麦、稞麦、大麦、大米、豆类、种子以及由其加工的与谷物在自然状态下具有相同特征的制成品。船舶在营运过程中装载散装谷物时，稳性相关要求与其他液货及固体货物有所不同。散装谷物普遍不能填充满所有货舱，而且散装谷物具有孔隙性与散落性，船舶横摇时
船舶职业教育 2016年4期2016-09-21
- 通用高速飞行器预测校正再入制导方法研究
条件给出了在指定倾侧角下的参考航程的计算方法，并指出当飞行器的初始航程超过参考航程时，可以使用本文给出的方法有效抑制飞行器轨迹在高度上的振荡。为了提高制导精度，不仅给出了精确计算当前倾侧角的方法，也给出了粗略调整终端倾侧角方法。最后仿真验证了制导方法的有效性。通用高速飞行器；准平衡滑翔条件；航程预测；预测校正制导0 引 言通用高速飞行器（Common Aero Vehicle，CAV）具有较大的升阻比，可以在大气层内进行长距离无动力滑翔飞行，实现远程快速打
导弹与航天运载技术 2016年4期2016-04-13
- 风干扰引起的飞行器附加攻角和附加侧滑角计算方法
最小值计算方法、倾侧角任意时附加攻角和附加侧滑角最大和最小值计算方法、水平风方向和倾侧角均任意时附加攻角和附加侧滑角最大和最小值计算方法，这些方法比航天传统方法使用范围更广、更准确，数值算例验证了其正确性。风干扰；附加攻角；附加侧滑角0 引 言风干扰对大气层内飞行器有显著影响，飞行器的弹道、制导、控制、载荷等多专业的分析和设计工作一般都需要考虑风干扰影响[1～8]。对于主要依靠大推力发动机进行控制的传统运载火箭，发动机控制能力极强，完全可以抵消风干扰的影响
导弹与航天运载技术 2016年5期2016-04-10
- 一种火星进入段在线脱敏轨迹设计方法*
标，利用该指标为倾侧角凸函数的特性将最优求解问题转换为简单的动态寻优过程;其次，结合任务要求和估计的进入点状态，通过迭代得到同时满足航程和横程要求的三自由度脱敏轨迹.仿真表明该方法可达到与现有脱敏设计相近的末端状态精度.鲁棒制导;在线脱敏设计;火星进入段制导;脱敏最优控制0 引 言目前，火星进入、下降和着陆过程制导、导航与控制技术的研究聚焦于如何实现0.1 km精确着陆精度［1］.其中，进入段是气动环境最恶劣、高度跨度最大，参数变化及不确定性最多的阶段［1
空间控制技术与应用 2016年2期2016-04-06
- 标准轨迹制导中准平衡滑翔条件优化研究
飞行走廊，转换为倾侧角-速度空间内的倾侧角走廊。通过在倾侧角走廊内设计倾侧角曲线，可以生成满足飞行走廊的标准轨迹。通过论证标准轨迹再入制导过程中的准平衡滑翔条件及其物理意义，说明了由倾侧角走廊内的倾侧角曲线生成的标准轨迹，存在突破再入飞行走廊边界的可能性。通过对倾侧角走廊边界设置余度，极大地降低了标准轨迹突破再入飞行走廊边界的可能性，提高了标准轨迹的设计成功率。可重复使用运载器；再入制导；轨迹规划；准平衡滑翔条件；再入走廊0 引言再入段是可重复使用运载器从
导航定位与授时 2016年4期2016-03-16
- 天然气压缩机气阀改造
词：气阀；液击；倾侧；弹簧力；液体粘滞DOI:10.3963/j.issn.1671-7953.2015.05.012中图分类号：U664.5文献标志码：A文章编号：1671-7953(2015)05-0039-04收稿日期：2015-07-30作者简介：第一郭元德(1973-),男,硕士,助理工程师Abstract:In the natural gas compressor, the service life of the valve is usuall
船海工程 2015年5期2016-01-18
- 利用气动力的大气制动过程中近心点高度控制
.该方法通过改变倾侧角调整气动力在高度方向上的分量来实现对近心点高度的控制，并且根据当前近心点高度与预定高度的差值自动调整反馈增益.仿真结果显示，此方法可以在整个制动过程中限制轨道近心点下降，并最终减少降低量，不但解决了近心点下降引起的额外燃料消耗问题，还保证了航天器的飞行安全.1 航天器质心运动方程无推力且不考虑大气随中心天体运动的情况下，航天器在大气中的运动方程可解耦为横向运动方程和纵向运动方程［4］.以倾侧角作为控制变量，横向运动和纵向运动可分开控制
北京航空航天大学学报 2015年3期2015-12-20
- 基于粒子群优化的再入可达区计算方法研究
优化（PSO）和倾侧角反转相结合的混合求解方案。为了减小待优化变量的搜寻空间，设计了一种参数化的倾侧角剖面，利用约束PSO算法求解满足再入过程约束和末端约束的最优滑翔轨迹。通过倾侧角正向和逆向反转逻辑直接生成倾侧角指令集合，进而实现高超声速飞行器再入可达区的快速估算。高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H仿真实例表明，该混合优化求解方案易于实现且无需预估参数初值，具有良好的可操作性。兵器科学与技术；粒子群优化；再入可达区；高超声速飞行器；倾侧角反转逻辑0 引言高
兵工学报 2015年9期2015-11-19
- 基于拟平衡滑翔的数值预测再入轨迹规划算法
，单纯的依靠调节倾侧角无法满足需求，因此，通过对攻角剖面的设计满足终端速度约束，通过对飞行路径角角剖面的设计满足航程约束，然后利用拟平衡滑翔条件计算倾侧角进行轨迹保持.此时，三维约束再入轨迹规划问题被简化为2个参数的搜索问题，轨迹规划效率高，适用于大升阻比高超声速飞行器的平滑轨迹规划.1 运动数学模型考虑地球自转且假设地球为均质的圆球，建立如下再入飞行器三自由度运动方程［12］:其中:r表示地心距离;γ表示飞行路径角;V表示再入飞行器相对于地球的速度;ψ表
哈尔滨工业大学学报 2015年1期2015-09-21
- 高超声速滑翔飞行器再入轨迹在线生成算法设计
入走廊约束转化成倾侧角约束，通过搜索倾侧角特征参数和倾侧角反转点实现了三维轨迹在线生成［4-5］。本文首先分析了高超声速滑翔式再入飞行器在线轨迹生成的基本问题和特点。以文献［4］为基础将CAV再入走廊约束转化成倾侧角约束。考虑临近空间大气密度模型和高超声速条件下的气动力模型不确定性对约束转化的影响，从而提高生成轨迹的可行性。为了提高再入制导的灵活性，可采用同时修正攻角和倾侧角的方式实现预测校正制导，分析了攻角摄动对约束转化的影响。然后，考虑地面威胁情况，结
航天控制 2015年5期2015-03-10
- 模糊变结构在可重复使用运载器再入轨迹跟踪上的应用
出一种快速收敛的倾侧角反向时机在线规划方法，提高侧向制导的精度。1 RLV 动力学建模考虑地球为旋转圆球时，RLV 在航迹坐标系中无动力滑翔的无量纲质心运动方程［6］为式中:r、v、s、Ω 分别为无量纲地心距、速度、航程和地球自转角速度;γ、ψ、λ、φ 分别为航迹角、航向角、纬度和经度;aL、aD分别为升、阻力加速度，均是控制变量攻角α 的函数;σ 为控制变量倾侧角。(1)式与(2)式分别为RLV 的纵向及侧向运动方程，(3)式为航程表达式。2 基于模糊滑
兵工学报 2015年10期2015-02-28
- 基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法
的过程约束转化为倾侧角的边界约束，通过对运动方程进行数值积分来预测飞行器的待飞航程误差，实时校正倾侧角控制指令。在此基础上，文献［7 -8］提出了分段的预测校正制导方法，进一步提高了落点预测精度和迭代计算效率。文献［9 -10］则以能量为自变量建立三自由度运动学方程，通过求解待飞航程误差与能量的近似关系，分别设计纵向制导律和侧向制导律，增强了预测校正制导方法的灵活性。文献［11 -13］分析了大气模型的不确定性和气动参数偏差对落点预测的影响，在预测校正制导
兵工学报 2015年5期2015-02-28
- 散装水泥船水泥滑移附加倾侧力臂分析
泥船水泥滑移附加倾侧力臂分析张净宙，王 娜（中国船级社武汉规范研究所，武汉 430022）散装水泥的颗粒大小、堆装形式和休止角等与普通大宗散货（如煤、黄砂、砂石等）不同，其滑移特性对稳性存在不利影响。对散装水泥船的水泥滑移进行了研究，提出了滑移附加倾侧力臂计算方法，为保障内河散装水泥船的稳性安全提供了确实可行的方法。散装水泥船；水泥滑移；附加倾侧力臂0 引言我国是世界水泥生产第一大国，水泥运输中船舶以其运量大、运输成本低等特点，成为中、长距离水泥运输的最佳
船舶标准化工程师 2014年6期2014-07-18
- 基于MEMS传感器的车辆防侧翻系统研究
术以横向加速度和倾侧角作为侧翻性能指标。通过监测车辆横向加速度和倾侧角，侧翻预警系统可以大幅减少交通事故的发生。1 系统总体设计方案车辆防侧翻系统由4个模块构成:数据采集模块、中央数据处理单元以及侧翻报警单元。以中央数据处理单元为核心，在数据采集模块、侧翻报警单元的配合下，达到对车辆侧翻提前预警的目标。数据采集模块基于微机电系统(Micro Electronic Mechanical System，MEMS)传感器而设计，能有效地提高车辆行驶的安全性。ME
电子科技 2013年5期2013-12-17
- 一种基于解析规划的多约束再入制导算法*
通常选择为攻角和倾侧角，并将攻角设计为随速度变化的函数，倾侧角作为主要的控制变量调整飞行轨迹。文献[5]基于简化动力学模型，利用平衡滑翔条件，提出了满足各种过程约束和终端约束的解析形式倾侧角指令。文献[6]根据飞行器当前飞行状态和终端条件，迭代计算能够满足终端约束的倾侧角指令，并通过过载、热流等约束对控制指令进行限制修正。文献[7]采用拟平衡滑翔条件将再入走廊约束转化为控制量约束，将参考轨迹的优化设计问题转化为单参数搜索问题，提出基于H-V剖面的轨迹在线生
弹箭与制导学报 2013年1期2013-12-10
- 散粮稳性计算表的编制及在教学评估中的应用
油和水计算及谷物倾侧力矩和稳性概要计算，为本文的重点。其中，第三部分中“稳性概要”又以“谷物许用倾侧力矩法”［3］、“简化条件法”［3］为介绍重点。附录主要为静稳性力臂与谷物倾侧力臂曲线图的标绘及剩余动稳性值Ad的计算，供船舶未配“谷物许用倾侧力矩表”时使用，此部分本文省略。1.航次货运量及配载方案的确定先由公式∑Q=min{NDW1，∑Vch/SF}［3］确定船舶航次货运量，然后拟定船舶配载方案。因该部分大多为初始数据，可单独设计一个工作表(Sheet)
航海教育研究 2013年1期2013-10-15
- 高超声速飞行器多约束多种机动突防模式弹道规划
），建立了攻角和倾侧角间一种约束关系，减少了一个控制变量，从而提高了计算速度；而且能够保证弹道的平缓以满足热流、动压、过载等过程约束.1 研究对象和动力学方程本文采用国外公开的通用航空飞行器（Common Aero Vehicle，CAV）中的高升力体CAV－H为研究对象，完整的气动参数和结构参数参考文献[9]的附录.采用1976美国国家标准大气模型.本文设计的是CAV的滑翔段弹道.初始条件为主动段结束后，经过一定变轨，满足起滑点要求的条件.终端条件为满足
弹道学报 2012年3期2012-12-25
- 高超声速滑翔飞行器约束预测校正再入制导
初始下降段采用定倾侧角飞行,过渡段在最大倾侧角附近飞行,准平衡滑翔段利用数值预测校正方法和准平衡滑翔条件在线设计同时满足过程约束和终端约束的倾侧角制导律。通过标准条件和扰动条件下的仿真结果表明,这种制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。再入制导; 预测校正; 准平衡滑翔; 高超声速滑翔飞行器引言高超声速滑翔飞行器具有升阻比大、任务目标多样化、气动加热强等特点,面临的飞行环
飞行力学 2012年2期2012-11-03
- 再入动力学的性质及其在轨迹优化中的应用*
距离与航迹角以及倾侧角的关系，在此基础上，提出了采用调整初始倾侧角序列的方法实现过程约束.该算法克服了罚函数方法中需要调节参数较多的问题，并且物理意义明确，实现简单.最后，给出了Apollo再入轨迹优化的数值仿真算例，验证了所给出算法的有效性.探月返回;跳跃式再入;轨迹优化;再入动力学的性质;初值调整近年来，探月飞行器的研究继Apollo后得到广 泛关注.对于探月返回再入轨迹规划问题，由于飞行器运动方程复杂，一般采用数值方法求解.数值方法可以分为直接法和间
空间控制技术与应用 2012年6期2012-09-05
- 高超声速飞行器再入多段导引方法研究
C)把约束转换为倾侧角的上界，通过限制倾侧角的大小来满足约束，在地面生成参考弹道;拟平衡滑翔段采用纵向和横向分开制导的预测校正方法，纵向制导算法用于决定倾侧角的大小，横向制导决定倾侧角的方向，在机载计算机上实时预报实际落点和目标落点的偏差，计算控制信号，调节倾侧角的大小和方法，消除偏差。1 CAV再入动力学建模以CAV-H［7］为对象，考虑地球自转，建立飞行器三自由度质心运动模型。1.1 三自由度质心运动方程无量纲化的三自由度质心运动方程如下:式中，m为飞
飞行力学 2012年4期2012-03-03
- 筷子的历史
也。”“饭”，即倾侧之意。吃饭持箸，自然倾侧，故称“饭”。因古人十分讲究忌讳，而箸同“住”谐音，住又有停止之意，谓不吉利之语。人都希望一帆风顺不“住”地前行，所以，很自然地就有人反其义而称，改“著”(住)为“筷”(快)了。加上这东西大都用竹制成，因而又在“快”字上冠以“竹”头。除我国就餐使用筷子外，亚洲不少国家也都学会用筷子。别小看使用筷子这桩小事，在人类文明史上，也称得上一个值得推崇的科学发明哩!有人曾作专门研究和测定，证明小小筷子运用起来居然可以牵动人
青年文摘·上半月 1982年4期1982-01-01