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针对深空探测跳跃式再入返回飞行任务,提出了一种快速的再入制导算法,该算法基于模型预测控制(model predictive control,MPC)理论和近似动态规划(approximate dynamic programming,ADP)技术,将再入制导问题转化为两点边值问题,然后采用高斯伪谱法(Gauss pseudospectral method,GPM)求解该问题,实现快速制导计算。同时为了达到制导精度和制导效率的综合最优,提出了一种数值预报校正(numerical predictor-cor-rector,NPC)制导算法和快速再入制导算法融合的分段混合制导策略,该策略能对快速制导算法带来的制导偏差进行及时的修正,从而保证制导精度。蒙特卡罗仿真实验表明,与传统的数值预报校正制导算法相比,快速混合制导算法不仅能保证较高的制导精度,而且大幅减少了平均制导计算耗时,具有极大的在线应用潜力。 相似文献
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考虑自动驾驶仪动态鲁棒自适应变结构制导律 总被引:2,自引:0,他引:2
对于平面拦截问题,基于Lyapunov稳定性理论,应用滑模趋近律概念,将目标的机动加速度视为一类有界扰动,以视线角速率作为零输出状态变量,甚至不需要知道目标机动的界,考虑导弹自动驾驶仪的延迟,综合设计了一种具有强鲁棒性的末端导引规律。理论分析与数字仿真表明,这种制导律不但具有平直的弹道特性,而且具有很强的鲁棒性和适应性,同时方法简单、易于理解,便于工程应用。 相似文献
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变结构自适应制导规律研究 总被引:10,自引:0,他引:10
由于变结构控制的滑动模态具有完全的自适应 ,不必全面研究系统的各种摄动及外干扰 ,而只需要根据高速度大机动目标的特点 :一个是机动 ,一个是高速 (包括速度变化 ) ,对两者实现自适应 ,把各种干扰及偏差的影响归入有关增益系数上加以考虑 ,在选择增益系数上进行了深入的研究。应用变结构自适应控制理论 ,推导出一种适用于导弹拦截高速度大机动运动目标的空间制导规律 ,该制导规律能将系统引向滑动面 ,并保持在滑动面上运动。因此将它应用于导弹跟踪标准优化弹道 ,经导弹拦截目标弹道数字仿真 ,取得了良好的结果。 相似文献
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为解决传统再入飞行器轨迹制导方法对强扰动条件适应性不足,难以满足终端约束的问题,在深度确定性策略梯度学习框架基础上,通过对随机强扰动条件下的离线飞行轨迹进行网络训练,寻找不同环境影响条件下的最优动作网络,以用于在线干扰条件下的制导轨迹规划,可通过对再入飞行攻角和倾侧角剖面的周期性预测,满足再入飞行终端高度、航程和速度约束。仿真实验结果表明:在满足终端高度约束的条件下,最大终端剩余航程偏差小于500 m,最大终端速度偏差小于35 m/s。本文所提制导方法较传统跟踪制导方法有较大的精度提升,算法计算量小,具有较好的工程应用前景。 相似文献
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针对带有禁飞区的高超声速飞行器再入制导问题,基于改进人工势场法(artificial potential field method, APFM)提出一种再入制导方法。在纵向上,将动压、过载、热流过程约束视为“虚拟障碍”,将终端高度、速度视为“虚拟目标点”进行纵向轨迹设计。然后,改进纵向人工势场函数以适应跳跃式和平衡滑翔式再入两种弹道形式的轨迹设计。为了整体考虑禁飞区对三维轨迹的影响,设计双层预测-校正算法求解待调参数。仿真结果表明,所提出的改进APFM规划方法能够适应不同类型的禁飞区形状,相比现有方法可适应横程需求更大的目标点,参数调节简单,易于工程实现。 相似文献
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针对可重复使用运载器(reusable launch vehicle,RLV)再入段常规约束、航路点约束、倾侧角速率约束和参数不确定问题,提出一种多约束鲁棒预测校正制导方法.首先,利用改进准平衡滑翔条件将常规约束转化为倾侧角幅值约束.其次,提出基于二分法快速迭代确定倾侧角翻转位置的航路点制导律,并将翻转速率约束转化为关... 相似文献
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具有末端角约束的鲁棒制导律设计 总被引:4,自引:0,他引:4
针对某些导弹要求限制命中点角度的作战要求,设计了具有末端角度约束的制导律。将系统结构摄动和目标加速度视为外部干扰量,基于Lyapunov稳定性理论推导了一种满足L2增益指标的鲁棒制导律。仿真表明,当目标以较大加速度机动时仍然能满足末端角度和精度的要求,并且不需要任何目标运动信息,对目标机动有较好的鲁棒性。 相似文献
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飞行器轨迹优化应用遗传算法的参数化与约束处理方法研究 总被引:12,自引:0,他引:12
飞行器再入轨迹优化是一类最优控制问题。传统的优化方法存在初始值敏感问题。遗传算法具有较强的鲁棒性,对初值不敏感。但遗传算法是静态优化算法,不能直接用于动态系统的最优控制问题。为了设计染色体,需要将最优控制问题通过参数化方法转化为静态优化问题。为了设计合适的适应度函数,约束处理是飞行器轨迹进行遗传搜索时必需解决的问题。以可重复使用运载器再入轨迹优化为例,研究了各种参数化方法和罚函数方法的应用,探讨了飞行器轨迹优化中的染色体和适应度函数设计。仿真结果表明直接离散方法和动态罚函数法有较好的性能。 相似文献
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基于卡尔曼滤波理论的实时行程时间预测模型 总被引:12,自引:1,他引:12
行程时间预测是交通流诱导系统研究的一项重要内容.在分析各种行程时间预测方法的基础上,本文利用卡尔曼滤波理论建立了行程时间预测模型, 利用实测的交通流量预测几个时段后的路段行程时间, 进而预测路径行程时间.文中利用三种方法预测行程时间并对结果进行了分析 相似文献
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阐述了PIDA控制概念及特点,提出了基于PIDA策略的飞行器再入控制方法。以HL-20载人返回飞行器为例,结合PIDA控制的低模型依赖、简单结构、鲁棒性强和动态逆控制的解耦性好的特点,在多舵面组合且偏转受限、气动参数不准、外干扰的情况下进行了控制算法的仿真,充分验证了该方法的有效性。 相似文献
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提出了将高阶比例导引制导系统用一阶等效环节来近似,并通过一阶等效时间常数快速估算系统末导时间的方法。高阶比例导引制导回路的末导时间与系统阶数无关,仅与比例导引系数有关,因此当系统存在多个滞后环节时,可用一个一阶等效环节来近似。其等效时间常数为各一阶滞后环节时间常数之和,对于二阶滞后环节,当阻尼大于0.6时,其等效时间常数可取为二阶系统中一次项系数。不同的比例导引系数下,脱靶量归零的无量纲时间是一定的,即等效时间常数与末导时间呈线性关系,据此可以估算系统的末导时间。此方法可以推广到对任意阶比例导引制导系统的末导时间的估算。 相似文献
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基于摄动制导的弹道导弹发射诸元的仿真算法 总被引:8,自引:0,他引:8
实现了一种基于摄动制导的弹道导弹的发射诸元算法。给定发射点与瞄准点的地理位置,通过一种迭代方法求解发射方位角和标准关机时间,并以此确定自发射点到瞄准点的标准弹道。采用求差法解算摄动制导的关机方程与导引方程系数。最后给出诸元计算软件流程图。将该软件应用于某导弹六自由度飞行仿真系统的发射诸元计算,论证了该算法的可行性。 相似文献
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本文提出一类可用于实时数字仿真的Hybird方法,对这类方法的基本理论作了分析,在K=2时给出了具体的几组算法公式,数值试验结果表明这类实时算法是有效的、可行的。 相似文献
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基于相遇误差的飞机导引方法建模与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高飞机导引精度,使飞机在进入空战区域时占据有利条件,推导了一种基于制导武器与目标的相遇误差的飞机导引方法,并对其进行了仿真。首先,给出相遇误差的确定方法,分析了在具有发射和相遇条件限制的情况下该导引方法的原理及数学模型,根据时间最优准则确定飞机飞行的最优基准轨迹。然后,对导引第一阶段导引方程组解的情况进行了仿真分析,应用MATLAB对该导引方法的基准轨迹的建立进行了仿真验证。仿真结果表明:该导引方法在保证所导引飞机处于有利的攻击位置的条件下能够很好地完成飞机的导引。 相似文献
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良好的适应性是仿真系统生命力的重要保证之一。提高仿真的适应性需要规定良好的模型和系统描述规范,并借助于规范的仿真系统开发模型,建立集成的仿真应用环境。基于实时网络的分布式硬实时仿真在很多领域有着广泛的应用,为适合硬实时仿真的需求,将离散事件系统形式化规范进行了适当扩展,并以面向对象模型和数据驱动的仿真系统开发方法为基础,建立了一集设计、试验与分析于一体的适应性集成实时仿真环境。文章详细介绍了硬实时仿真运行支撑件及其辅助工具的具体设计,并以其在“柔性数字化航天器设计”项目中的应用举例验证了该仿真环境的合理性。 相似文献