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基于STK/Astrogator的lambert拦截制导摄动修正

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弹箭与制导学报 2009年第4期29卷 88-90页

作者：李仕海康志宇宋晖上海宇航系统工程研究所上海201108

lambert算法设计的拦截制导律在飞行时间较长时存在上百公里级的脱靶量。通过STK中的Astrogator模块进行修正,利用其中的高精度轨道机动仿真模型模拟真实摄动环境,利用其中的Target Sequence子模块进行修正参数的设置并执行修正过程。... 详细信息

lambert算法设计的拦截制导律在飞行时间较长时存在上百公里级的脱靶量。通过STK中的Astrogator模块进行修正,利用其中的高精度轨道机动仿真模型模拟真实摄动环境,利用其中的Target Sequence子模块进行修正参数的设置并执行修正过程。算例表明,对脉冲和有限推力拦截制导律进行修正后,均能够实现零脱靶量,而且不需要增加燃料消耗,验证了算法的有效性和便利性。

关键词： lambert制导摄动 STK/Astrogator 修正

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固推约束下的火星表面起飞上升制导律设计

宇航学报 2022年第11期43卷 1479-1486页

作者：郭敏文李琨黄翔宇郭延宁北京控制工程研究所北京100094 哈尔滨工业大学航天学院控制科学与工程系哈尔滨150001

针对受固推约束的火星上升器(MAV)起飞上升问题,设计了上升段、无动力滑行段、入轨段三段式火星表面起飞上升全过程制导策略。首先,根据实际任务需求进行了上升器标称轨迹优化。其次,在上升段引入了阿波罗制导方法,通过类攻角和类侧滑... 详细信息

针对受固推约束的火星上升器(MAV)起飞上升问题,设计了上升段、无动力滑行段、入轨段三段式火星表面起飞上升全过程制导策略。首先,根据实际任务需求进行了上升器标称轨迹优化。其次,在上升段引入了阿波罗制导方法,通过类攻角和类侧滑角的控制实现对标称轨迹的跟踪。为减少上升段末端偏差对无动力滑行段与标称轨迹间误差的影响,提出了一种通过调整倾侧角改变上升器所受气动力进而控制飞行轨迹的技术路线,并设计了相应的滑模制导律。另外,兼顾固推发动机的能量管理需求,针对入轨段设计了lambert制导策略,并参考标称控制量对其进行修正,使得上升器能够在控制能力有限的情况下完成较高精度的入轨。最后,通过典型场景火星表面起飞上升全过程数值仿真验证了所设计策略的有效性和鲁棒性。

关键词：火星上升器阿波罗制导轨迹跟踪制导滑模制导 lambert制导

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月面起飞快速交会远程导引制导律设计

空间控制技术与应用 2023年第2期49卷 20-29页

作者：王高阳胡海霞解永春刘涛北京控制工程研究所北京100094 空间智能控制技术重点实验室北京100094

针对月面起飞后的快速交会远程导引任务,设计一种基于高斯摄动方程的双脉冲制导策略.首先推导了轨道修正的控制方程,然后结合远程导引的时间约束方程推导出了双脉冲制导的非线性方程组.为了获得速度增量最小解,设计规划变量,将非线性方... 详细信息

针对月面起飞后的快速交会远程导引任务,设计一种基于高斯摄动方程的双脉冲制导策略.首先推导了轨道修正的控制方程,然后结合远程导引的时间约束方程推导出了双脉冲制导的非线性方程组.为了获得速度增量最小解,设计规划变量,将非线性方程组的求解问题转化为非线性规划问题,并通过序列二次规划算法对最优解进行求解.为了提高制导精度,采用迭代修正的方法对制导过程进行优化.最后,通过数据仿真,对基于高斯摄动方程的双脉冲制导策略的正确性进行校验,并与lambert直接转移策略进行了比对.仿真结果表明,相比于lambert直接转移制导策略,基于高斯摄动方程的双脉冲制导策略可以有效地完成快速交会远程导引任务,制导精度和燃料消耗得到了改善.

关键词：月球轨道快速交会远程导引高斯摄动方程非线性规划 lambert制导

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火星上升器轨迹优化与制导方法研究

火星上升器轨迹优化与制导方法研究

作者：李琨哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

火星上升器(Mars Ascent Vehicle,MAV)作为火星采样返回任务最重要的一个环节面临着诸多挑战,定推力、干扰多、不确定性大等诸多问题使得火星上升器的精确入轨困难重重。在此背景下,研究火星上升器的轨迹优化与制导具有重要的意义。本... 详细信息

火星上升器(Mars Ascent Vehicle,MAV)作为火星采样返回任务最重要的一个环节面临着诸多挑战,定推力、干扰多、不确定性大等诸多问题使得火星上升器的精确入轨困难重重。在此背景下,研究火星上升器的轨迹优化与制导具有重要的意义。本文就上升器飞行全过程轨迹优化和分阶段制导展开研究,针对不同阶段的特定环境设计了轨迹优化方案和制导律。主要研究内容如下:首先,介绍了火星上升任务过程并结合调研情况将飞行阶段划分为上升阶段、无动力滑行阶段和入轨阶段,简化分析了火星大气环境模型,并根据三个飞行阶段的特点建立了相应的动力学模型。其次,为了完成火星上升全过程的轨迹优化,针对两种上升器构型分别采用高斯伪谱法和序列凸优化方法实现了最优飞行轨迹的设计。基于高斯伪谱法描述了上升过程的最优控制问题,并在该优化方法中对上升过程的三个阶段进行详细的表述,最终优化出一组较为可靠的轨迹。为了使轨迹优化的效率更高,利用凸优化方法,对原最优控制问题通过变量变换、无损凸化等手段进行转化,在序列凸优化的框架下获得了上升过程的最优飞行轨迹,结合仿真验证了凸优化方法具有计算效率高、对初值不敏感等优点。然后,针对提高上升阶段和无动力滑行阶段轨迹跟踪精度的问题上,提出了带有入轨段约束的上升-无动力滑行段跟踪制导律。在上升阶段采用改进的阿波罗式火星表面上升制导方案,进行了远拱点处参数的补偿,通过侧滑角和攻角的闭环控制实现了对上升阶段参考轨迹的跟踪。分析了最终远拱点处跟踪偏差较大的原因,认为在上升阶段结束时的误差会在无控制的无动力滑行阶段进一步累积放大,因此,在无动力滑行阶段中仍处在火星大气层内的部分设计了滑模跟踪制导律,通过调整倾侧角改变上升器所受气动力的大小,结合仿真证明了提出的带有入轨段约束的上升-无动力滑行段跟踪制导方案大大提升了对标称轨迹的跟踪效果。最后,为了满足能量管理需求和入轨段的制导精度,设计了能够不依赖参考轨迹的lambert制导方法和迭代制导方法。通过设计lambert制导方法,根据实际的状态实时计算当前所需速度增量,进一步将速度增量转化为每个制导周期的控制量以实现向目标状态的过渡;迭代制导方法将入轨过程表述为最优控制泛函,在给定终端条件下通过迭代的方法得到剩余飞行时间的估计和每个时刻的最优控制角。最终通过仿真验证了这两种方法能够在实现耗尽关机目标的同时具有较高的入轨精度和鲁棒性。

关键词：火星上升器凸优化跟踪制导 lambert制导迭代制导

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固定时间轨道拦截的制导方法研究

飞行力学 2014年第3期32卷 266-269页

作者：党露和兴锁徐卫昌西北工业大学工程力学系陕西西安710129 第二炮兵工程大学士官职业技术教育学院山东青州262500

针对摄动影响下的固定时间轨道拦截问题,提出了一种基于虚拟拦截点的导引算法。通过对虚拟拦截点的修正,将摄动下的轨道拦截问题转化为二体假设下的lambert轨道拦截问题进行求解,使摄动下的拦截问题得到简化。该方法计算过程简单,便于... 详细信息

针对摄动影响下的固定时间轨道拦截问题,提出了一种基于虚拟拦截点的导引算法。通过对虚拟拦截点的修正,将摄动下的轨道拦截问题转化为二体假设下的lambert轨道拦截问题进行求解,使摄动下的拦截问题得到简化。该方法计算过程简单,便于编程实现。仿真结果表明该方法合理有效,并能达到较高的精度。

关键词：轨道拦截 lambert制导虚拟拦截点超几何函数牛顿迭代

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固定时间拦截变轨段制导的摄动修正方法

飞行力学 2006年第4期24卷 46-49页

作者：周须峰唐硕西北工业大学航天学院陕西西安710072

采用航迹角迭代法,讨论了固定时间拦截有限推力初始变轨段的制导问题。通过引入虚拟拦截点,将实际存在各种摄动因素的固定时间拦截初始变轨问题转化到二体理论下讨论。在远距离拦截中,当初始变轨段较短、制导精度又较高时,可大大减小Lam... 详细信息

采用航迹角迭代法,讨论了固定时间拦截有限推力初始变轨段的制导问题。通过引入虚拟拦截点,将实际存在各种摄动因素的固定时间拦截初始变轨问题转化到二体理论下讨论。在远距离拦截中,当初始变轨段较短、制导精度又较高时,可大大减小lambert制导中由于忽略近地轨道的各种摄动因素而引起的等时脱靶量。

关键词： lambert制导等时脱靶量摄动修正

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一种空间拦截卫星的制导方法研究

航天控制 2015年第3期33卷 29-33页

作者：李洋禹春梅贾宏博北京航天自动控制研究所北京100854

研究了一种用于拦截卫星的中制导和末制导方法。首先在已有卫星运行轨道上适当选择一点作为预定拦截点。拦截飞行器先采取垂直上升,然后进入中制导过程,采用lambert制导中的最小能量策略,将其导入一个含预定拦截点的椭圆轨道,直到拦截... 详细信息

研究了一种用于拦截卫星的中制导和末制导方法。首先在已有卫星运行轨道上适当选择一点作为预定拦截点。拦截飞行器先采取垂直上升,然后进入中制导过程,采用lambert制导中的最小能量策略,将其导入一个含预定拦截点的椭圆轨道,直到拦截飞行器上的导引头捕获并持续跟踪目标时转入末制导,末制导过程选用滑模变结构制导律进行控制。最后对设计的制导方法进行仿真分析,验证了该方法的正确性和有效性。

关键词：反卫星 lambert制导变结构制导

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载人登月近距离交会制导策略分析

载人航天 2022年第5期28卷 569-575页

作者：刘涛王晓磊解永春王高阳李骥杨巍北京控制工程研究所北京100190 空间智能控制技术国家级重点试验室北京100190

针对载人登月任务需要兼顾正常交会和应急交会,交会制导方案必须适应近圆和椭圆等不同轨道类型的问题,通过分析比较lambert制导、T-H制导和C-W制导性能,对载人登月近距离交会制导策略进行了分析。提出分段使用lambert制导和C-W制导设计... 详细信息

针对载人登月任务需要兼顾正常交会和应急交会,交会制导方案必须适应近圆和椭圆等不同轨道类型的问题,通过分析比较lambert制导、T-H制导和C-W制导性能,对载人登月近距离交会制导策略进行了分析。提出分段使用lambert制导和C-W制导设计近距离交会综合制导策略,数学仿真验证了所提出策略的有效性。研究表明:在寻的段lambert制导的通用性更好,综合性能更具优势;而在接近段,C-W制导的综合性能更优。

关键词：载人登月近距离交会制导策略 lambert制导 T-H制导 C-W制导

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多导弹协同制导及编队飞行控制方法研究

多导弹协同制导及编队飞行控制方法研究

作者：田群方哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

弹道导弹作为一种战略性进攻武器,其载荷大,末段速度高,且可携带多弹头进行攻击。因此,它在现代战争中扮演着极其重要的角色,常作为大国间战争的撒手锏武器使用。随着弹道导弹技术的发展,对弹道导弹的防御难度也越来越大,尤其对多弹头... 详细信息

弹道导弹作为一种战略性进攻武器,其载荷大,末段速度高,且可携带多弹头进行攻击。因此,它在现代战争中扮演着极其重要的角色,常作为大国间战争的撒手锏武器使用。随着弹道导弹技术的发展,对弹道导弹的防御难度也越来越大,尤其对多弹头弹道导弹的拦截,因此要想对弹道导弹进行有效的拦截,必须采用多导弹协同的方式进行拦截,而对多导弹的有效控制必须研究多导弹的编队飞行问题。本文以拦截多弹头的弹道导弹为研究背景,给出了几种常用的坐标系,并给出了中制导和末制导过程中拦截器和弹道导弹的运动模型。在中制导的过程中,研究了大气层外飞行器轨道的描述参数,以椭圆轨道为例研究了几种常见的轨道转移类型,确定了弹道导弹可能的进攻弹道,根据选择的拦截点计算出预警时间和相应的转移轨道参数。然后采用基于lambert导引的速度增益制导律将拦截器送入轨道,当弹道导弹和拦截器的相对距离进入到拦截器导引头的探测范围时切换到末制导。在末制导过程中,拦截器采用自适应滑模制导律,以视线角速率的大小作为协同制导的依据对多目标进行拦截。仿真结果表明选择的制导律和协同制导规则可以对目标进行有效拦截。另外,本文还对末制导过程中多导弹编队飞行控制问题和多导弹间避免碰撞问题进行了研究,从理论上给出了一种避免碰撞的方法。针对导弹编队飞行问题建立了导弹编队的模型,设计了相应的PI控制器。仿真结果表明设计的控制器能够有效的控制多导弹的队形。

关键词：协同制导编队飞行自适应滑模制导律 lambert制导弹道导弹拦截器