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题名基于MPSP算法的高速飞行器上升段制导研究
被引量：5
- 1
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作者
贺前伟
刘磊
王永骥
成忠涛
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机构
华中科技大学人工智能与自动化学院
多谱信息处理技术国家级重点实验室
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出处
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2020年第3期55-60,共6页
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文摘
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。
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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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Keywords
ascent guidance
model predictive static programming
online parameter identification
flight vehicle
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分类号
V448.231
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名高超声速飞行器上升段最优制导间接法研究
被引量：25
- 2
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作者
李惠峰
李昭莹
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机构
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第2期297-302,共6页
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基金
航空基金(2008ZA51002)
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文摘
高超声速飞行器的机身-推进一体化设计使得气动和推进之间存在强非线性耦合,本文针对高超声速飞行器的特点,提出了求解最优上升轨迹的一种可行方案。在零侧滑角和力矩瞬间平衡假设下对上升段飞行问题进行最优建模,将质量引入为状态量,以最省燃料为指标,以推力方向为最优控制量,根据极大值原理推导一阶最优条件。为数值求解两点边值问题,以解析解作为初始猜想,应用经典的有限差分方法和改进的牛顿法,在满足攻角过程约束下,通过同伦算法迭代求解最优轨迹。仿真在给定的初始约束和终端约束下进行,结果表明该制导算法能够实现对高超声速飞行器上升轨迹的优化,以参考面积为同伦参数的迭代方法,能够保证算法的收敛性和快速性。
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关键词
高超声速飞行器
最优控制
两点边值问题
上升段制导
轨迹优化
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Keywords
Hypersonic vehicle
Optimal control
Two point boundary value problem
Ascent guidance
Optimal trajectory
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分类号
V448.21
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名一种多级全固体运载火箭上升段自主制导方法
被引量：8
- 3
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作者
张迁
许志
李新国
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机构
西北工业大学航天学院
陕西省空天飞行器设计技术重点实验室
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出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第1期19-28,共10页
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文摘
针对多子级全固体运载火箭在终端多约束下的耗尽关机制导问题,设计了一种基于"助推-滑行-助推"飞行模式的真空段自主制导方法。根据轨道动量矩守恒定律,推导出一种同时具有速度和位置矢量约束的定点制导算法(PA)。在PA理论基础上,建立了满足能量匹配的滑行轨道非线性方程组并降阶至一维迭代求解,解决了多级固定总冲约束的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明:该算法对固体运载火箭模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,并对多终端轨道任务(不同轨道高度和不同载荷质量)具有较强的自适应能力,因此该算法具有重要的理论意义和工程应用价值。
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关键词
固体火箭
助推-滑行-助推
上升段制导
定点制导算法
耗尽关机
两点边值问题
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Keywords
Solid launch vehicle
Burn-coast-burn
Ascent guidance
Pointing algorithm
Depleted shutdown
Two-point boundary value problems
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分类号
V448.1
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名大气层内固体火箭多约束鲁棒三维能量管理制导
被引量：1
- 4
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作者
刘飞
王松艳
杨明
晁涛
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机构
哈尔滨工业大学航天学院控制与仿真中心
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出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第12期1652-1664,共13页
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基金
国家自然科学基金(61627810,61790562,61403096)。
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文摘
针对固体运载火箭大范围精确调节终端约束的要求,提出一种新型的大气层内鲁棒三维能量管理制导方法,通过在线规划侧向速度能力曲线消耗剩余发动机能量。将终端约束表示为关于攻角和速度能力曲线参数的方程组,将闭环制导问题转化为方程组的求解。针对飞行过程中的动压、过载,以及控制变化率等过程约束,构造了攻角和速度能力曲线的可行边界。针对气动系数和发动机参数的不确定性,采用容积卡尔曼滤波器对不确定性进行辨识。仿真结果表明,与模型预测静态规划算法和改进粒子群算法相比,本算法的终端速度调节范围、鲁棒性以及计算效率大幅度提高。
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关键词
固体火箭
上升段制导
能量管理
多约束
不确定性
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Keywords
Solid-propellant launch vehicle
Ascent guidance
Energy management
Multiple constraints
Uncertainty
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分类号
V448.1
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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