周国财[1]2003年在《运载火箭迭代制导方法研究》文中指出大型运载火箭迭代制导方法是一种涉及面较广、难度较大的课题，本文对其进行了一定研究。 1、研究了运载火箭的基本控制理论，建立了运载火箭六自由度动力学和运动学方程组。 2、根据火箭在实际飞行过程中的特点对其动力学和运动学模型进行了简化。利用显示制导原理，确定运动方程的实时解。 3、通过引入“平均引力”的简化假设，利用最优控制理论，建立运载火箭的最优控制泛函，得出运载火箭的最优控制问题的解，推导出了可自动起步，满足卫星轨道终端条件的迭代制导方程。 4、分析在不同终端条件下，运载火箭迭代制导方法的可行性。 5、VPM是运载火箭和导弹的实时数字仿真软件系统。本文利用VPM平台，建立运载火箭迭代制导系统的导航和导引模型，形成模块化的数字仿真系统。根据运载火箭的实际飞行过程，设定制导的初始条件，进行计算，分析制导误差。对运载火箭的整个制导过程进行实时仿真，通过仿真计算，得出了比较理想的导航和导引计算结果。 6、分析了数字仿真结果误差，提出了改进制导精度的方法。 本文研究对于解决运载火箭机动发射中的制导问题、保证火箭准确入轨有一定的理论意义和工程实用价值。
茹家欣[2]2009年在《液体运载火箭的一种迭代制导方法》文中研究指明针对液体运载火箭的基本特点和对迭代制导的要求,从火箭简化运动方程及其最优控制解出发,以火箭推力方向的3分量为控制变量,导出了一种迭代制导方法,并通过数字仿真证明了其有效性.
李伟[3]2012年在《基于精确控制解的运载火箭迭代制导自适应性分析研究》文中研究表明为了适应人类未来空间活动的要求，各国正大力发展运载火箭技术，以支撑其进入太空的能力与水平。由于空间探测任务的多重性与复杂性对运载火箭提出了更高的要求，故要使其满足高精度入轨，即对运载火箭的制导系统提出了更高的精度要求，需要一种精度高、自适应好的制导方法。本文研究了一种地心角、控制姿态角及重力损失常数的推导不同于传统迭代制导方法的基于精确控制解的迭代制导方法，并对其进行了系统的自适应性分析研究。具体的工作包括：建立了运载火箭动力学与运动学模型，根据最优控制理论给出了最优控制解形式的推导，根据运载火箭飞行特点对其运动方程进行了简化，通过迭代的方法推导了剩余时间的计算公式，计算了地心角的值，并推导出了重力损失修正常数K的计算公式，还推导了一种精确的控制姿态角指令的计算公式，完成了本种不同于传统的迭代制导方法实现的具体流程。通过已建立的制导模型，完成了基于两种轨道任务下运载火箭仿真算例，提出了一种在末段修正指令角的方案，提高了制导精度，证明了本文所述迭代制导方法的有效性。在中等地球轨道任务下，仿真分析了发动机比冲、秒耗量、初始质量、初始位置、初始速度、俯仰角、偏航角指令等发生偏差下该方法的自适应性，以及在运载火箭制导飞行阶段突然发生诸如发动机比冲、秒耗量，制导指令传送等故障时本文所述迭代制导方法的自适应性。仿真结果验证了该迭代制导方法具有很好的自适应性。
宋征宇[4]2013年在《从准确、精确到精益求精——载人航天推动运载火箭制导方法的发展》文中研究指明随着惯性器件精度的提高以及组合导航技术的应用,制导工具误差对火箭入轨精度的影响所占的权重逐渐降低,至交会对接任务,制导方法误差首次超过了工具误差,且仅方法误差一项就已超过了总误差,这促进了制导方法的研究以及迭代制导在我国运载火箭上的应用与推广。本文对运载火箭制导方法的发展进行了回顾,重点对迭代制导的原理、载人运载火箭迭代制导的特点及应用效果进行了介绍。在此基础上针对任务的多样性,对未来交会对接任务的制导方法提出了改进建议。
巩庆海, 宋征宇, 吕新广[5]2015年在《迭代制导在月面上升段的应用研究》文中研究表明针对迭代制导在月面上升段的应用开展研究。首先对迭代制导基本原理及其在运载火箭上的应用进行了回顾,给出了月面上升段的动力学模型和迭代制导算法模型。并通过对比应用场景,深入研究了垂直起飞段和迭代制导段的衔接,提出了针对月面上升段特点、兼顾工程可实现性和燃料最优的迭代制导应用方案。对发射点参数、目标轨道参数、迭代初值的获取方式进行了讨论。最后以阿波罗12号飞船载人月面返回的任务场景为算例,进行Monte Carlo模拟打靶数学仿真验证,表明迭代制导在月面上升段具有较高的入轨精度。
吕新广, 宋征宇[6]2009年在《载人运载火箭迭代制导方法应用研究》文中认为在介绍迭代制导原理的基础上,论述了工程应用中的可靠性设计方法,并以载人运载火箭为模型进行数学仿真,对迭代制导的可靠性、适应性、精度以及应用中的问题等进行了探讨。仿真表明,迭代制导方法具有很强的弹道适应性和良好的制导精度。
李华滨, 李伶[7]2002年在《小型固体运载火箭迭代制导方法研究》文中认为通过引入“平均引力”的简化假设 ,利用Pontiyagin极小原理推导了一组可自动起步 ,满足 1～ 5个卫星轨道终端条件的迭代制导方程 ,并应用于小型固体运载火箭叁级飞行段、滑行段以及入轨段的制导控制
吴楠[8]2008年在《基于Modelica的弹道导弹控制系统建模与仿真应用研究》文中进行了进一步梳理为了满足弹道导弹武器装备发展需要,对导弹系统开展高层次、系统性、综合性的研究,需要研制弹道导弹总体论证与评估软件系统。为了实现软件系统提出的科学性、准确性和高效性的目标,需要找到一种方便、快捷、准确的导弹仿真系统构建方法。本文对先进的系统建模与仿真技术进行研究,基于Modelica和Dymola建立弹道导弹仿真模型库和控制系统模型库,利用模型库可以实现导弹系统的图形化建模与仿真。本文的主要工作如下:1.通过分析弹道导弹控制系统的功能和结构组成、信号流向等,依据模块化建模准则将控制系统划分为一系列层次和模块。推导通用的弹道导弹弹体动力学模型,从模块重用性的角度建立控制系统各组成模块的数学模型。2.利用Modelica语言的非因果和面向对象特性,在Dymola仿真平台上建立弹道导弹仿真模型库和控制系统模型库。控制系统模型库分为测量器件库、导航算法库、制导算法库和姿控器件库四个子库,模型库中的模块具有一般意义,选择其中的模块便可搭建所需控制系统仿真模型。3.以某型号弹道导弹设计方案为例,基于弹道导弹仿真模型库搭建了导弹主动段六自由度飞行仿真模型。仿真结果表明制导方案满足导弹的精度要求,设计方案合理。同时也验证了模型库的实用性和模块的准确性。4.基于弹道导弹控制系统模型库对迭代制导方法进行了研究和改进。在传统迭代制导方法的基础上,将俯仰角控制过程分为两段,分别对两个位置分量进行修正,实现对导弹六个状态分量的控制。算例结果表明,改进方法进一步提高了制导精度。同时再次验证基于模型库建模与分析的高效性。本文基于Modelica建模语言和dymola仿真平台实现了控制系统的模型库构建和仿真应用,从建模机理和实现机制上保证并实现了模型库的重用性、扩展性和层次化管理,模块力求达到通用化设计要求,能够直接运用于其它型号的数学仿真。本文工作对于导弹系统的通用化建模具有重要的实际意义和广泛的应用前景,也为Modelica语言应用于导弹系统的建模与仿真做出了有益的探索。
韩雪颖, 马英, 张志国, 余梦伦[9]2018年在《带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究》文中研究说明针对需要满足一定入轨姿态约束的发射任务,研究一种带有入轨姿态角约束的迭代制导算法在运载火箭中的应用。该制导算法在传统迭代制导算法的基础上,将控制姿态角的最优解析表达式,通过二阶近似,展开为与时间相关的二次函数,可以同时满足入轨点速度、位置和姿态角约束。阐述了迭代制导的基本原理,给出带有姿态角约束的迭代制导算法的推导公式。在有相同姿态角约束的条件下,该算法能够保证入轨精度,与传统迭代制导算法相当,且对姿态角约束有较好的控制效果,运载能力损失较少。仿真结果表明,该算法对故障工况及不同姿态角约束具有一定的适应能力。
吴楠, 程文科, 王华[10]2008年在《运载火箭迭代制导方法的改进研究》文中进行了进一步梳理迭代制导属于自适应控制。在传统迭代制导方法的基础上,只控制发动机的推力方向,将俯仰角控制过程分为两段,分别对两个位置分量进行修正,实现对火箭六个状态分量的控制。在火箭到达终点时同时满足了叁个速度分量和叁个位置分量的终端约束,增强了迭代制导方法的自适应性。算例结果表明,改进方法进一步提高了制导精度,位置偏差减小了一个量级。且未增加迭代制导的计算量,便于箭载计算机软件实现,具有一定的工程意义。
参考文献：
[1]. 运载火箭迭代制导方法研究[D]. 周国财. 西北工业大学. 2003
[2]. 液体运载火箭的一种迭代制导方法[J]. 茹家欣. 中国科学(E辑:技术科学). 2009
[3]. 基于精确控制解的运载火箭迭代制导自适应性分析研究[D]. 李伟. 哈尔滨工业大学. 2012
[4]. 从准确、精确到精益求精——载人航天推动运载火箭制导方法的发展[J]. 宋征宇. 航天控制. 2013
[5]. 迭代制导在月面上升段的应用研究[J]. 巩庆海, 宋征宇, 吕新广. 载人航天. 2015
[6]. 载人运载火箭迭代制导方法应用研究[J]. 吕新广, 宋征宇. 载人航天. 2009
[7]. 小型固体运载火箭迭代制导方法研究[J]. 李华滨, 李伶. 航天控制. 2002
[8]. 基于Modelica的弹道导弹控制系统建模与仿真应用研究[D]. 吴楠. 国防科学技术大学. 2008
[9]. 带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究[J]. 韩雪颖, 马英, 张志国, 余梦伦. 宇航学报. 2018
[10]. 运载火箭迭代制导方法的改进研究[C]. 吴楠, 程文科, 王华. 第八届全国动力学与控制学术会议论文集. 2008
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