-
题名月球软着陆多项式制导控制方法
被引量：7
- 1
-
-
作者
孙军伟
崔平远
-
机构
哈尔滨工业大学深空探测基础研究中心
-
出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第5期1171-1174,1218,共5页
-
基金
国家863项目基金资助(863-2-7-7-5)
-
文摘
以燃耗最优性为出发点,假设垂直方向上的最优着陆轨迹可以由一关于时间的三次多项式来完全表示,根据开环最优制导设计了月球软着陆的多项式制导控制律。通过对加速度矢量之间的几何关系进行分析可以得到制导控制量-推力方向角的显示表达式。该制导律表达式是剩余时间的函数,而给出的剩余时间表达式只与着陆器的状态变量和终端约束有关,无须进行迭代计算,是一种易于实现的次优闭环实时制导控制方法。
-
关键词
月球软着陆
多项式制导
-
Keywords
Lunar soft landing
Polynomial guidance
-
分类号
V448.2
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
-
-
题名考虑终端多约束条件的多项式最优制导律
被引量：1
- 2
-
-
作者
周昶丰
范世鹏
-
机构
北京理工大学宇航学院
-
出处
《弹箭与制导学报》
北大核心
2024年第2期97-104,共8页
-
文摘
针对考虑终端脱靶量、碰撞角和加速度多约束的精确制导问题,提出了一种可解析求解的多项式最优制导律。将视场角正切值设定为弹目距离的多项式函数形式,将终端多约束条件转化为多项式系数的代数关系式,并引入优化思想,得到弹目距离加权的能量最优指标下的多项式系数最优解,依据弹目运动关系将视场角正切值变化改写为相应满足终端碰撞角约束与加速度约束的制导指令解析式。针对不同加权系数、不同终端打击角度等条件对制导律制导效果进行了仿真验证,并与弹道成型制导律进行了对比。仿真结果表明,所提出的制导律可以使导弹以任意期望碰撞角准确命中目标,终端过载指令平稳收敛至0,避免了末端指令饱和现象。相较此前多项式制导相关研究,文中制导方法避免了在制导模型中引入小角度线性近似条件,提高了对轨迹与制导指令的设计精度,并能约束视场角大小从而规避系统可能出现的奇异性问题和自变量单调性问题,在终端可实现全向攻击。
-
关键词
多项式制导
碰撞角约束
参数优化
终端加速度约束
-
Keywords
polynomial guidance
impact angle constraint
parameter optimization
terminal angle of attack constraint
-
分类号
TJ765.3
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
-
-
题名基于改进凸优化方法的火箭着陆段制导研究
- 3
-
-
作者
陈凝期
陈迪剑
单艳锋
钟昊
-
机构
中国计量大学机电工程学院
杭州海康威视数字技术股份有限公司
-
出处
《兵器装备工程学报》
CAS
CSCD
北大核心
2024年第4期33-41,共9页
-
基金
国家自然科学基金项目(62003321)。
-
文摘
火箭垂直着陆理想状态是下降过程中保持推力值接近重力大小,着陆瞬间等于重力。目前使用广泛的凸优化制导方法产生的推力调节曲线为Bang-Bang形式,发动机根据当前状态和目标状态调节推力在最大值与最小值之间跳变。采用凸优化方法制导使得火箭下降过程中加速度过大,其稳定性无法保证。提出了一种基于改进凸优化方法的火箭着陆制导律。以燃料最优为目标,使用基于凸优化的制导方法规划产生初始轨迹。在初始规划控制曲线上选取合适离散点,计算基于凸优化制导律控制量相邻两离散点之间的斜率值,将计算所得斜率突增点作为算法切换点,在火箭调节推力值到达突增点时切换为基于四次多项式的制导律直至着陆。仿真结果表明,相比于现有的单一制导方法,所提出方法解决了传统凸优化方法应用过程中减速过快的问题,同时最大程度上减少了燃料的消耗。
-
关键词
可重复使用运载火箭
推力调节
凸优化
多项式制导
切换策略
-
Keywords
reusable launch vehicle
thrust adjustment
convex optimization
polynomial guidance
switching strategy
-
分类号
V448.13
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
-
