机动再入飞行器的复合制导方案研究_陈海东
第22卷 第5期宇 航 学 报V ol.22N o.5 2001年9月J O U RN A L O F AS T RO N AU T ICS Sep.2001机动再入飞行器的复合制导方案研究陈海东 余梦伦(北京宇航系统工程设计部,北京100076)摘 要:对机动再入飞行器降弧段的复合制导方案进行了研究。
首先提出了通过高低空复合制导控制再入飞行器的终端速度和弹道倾角的思路;然后分别给出了高空最优制导律和大气层再入最优制导律;最后对此复合制导方案进行了数字仿真。
仿真结果表明此方案在理论上是可行的。
关键词:机动再入飞行器;复合制导;最优制导中图分类号:V448.13 文献标识码:A 文章编号:1000-1328(2001)05-0072-05STUDY OF A COMPOUN D GUIDANCE S CHEME FORMANEUVERING RE-ENTRY VEHICLESChen H aidong Yu Meng lun(Beij ing Institute of As tronautical Sys tem Engineering,C AL T,Beijing100076)Abstract:A co mpo und g uida nce scheme for ma neuv ering re-entr y vehicles o n dow nwa rd pha se is studied in this paper.Fir st,the idea of contr olling the termina l v elocity a nd slo pe ang leof tra jector y o f r e-entry v ehicles thro ugh hig h-low altitude com po und guidance is pro po sed.Then,the high-a ltitude optima l guidance law and the re-e nt ry optimal guidance law ar e giv en r e-spectiv ely.Fina lly,the numerica l sim ulatio n for the compound g uida nce sch eme is do ne.T hesimula tio n results show the feasibility of this scheme theo retically.Key words:M a neuv ering re-entry v ehicles;Co mpo und g uidance;Optima l g uida nce1 引言在某些特殊飞行任务中,对机动再入飞行器的终端状态有严格的要求,例如要求再入飞行器落地时的弹道倾角接近垂直,并限制落地时的速度大小。
这种带有终端约束条件的再入机动飞行问题,是现代最优控制理论的重要研究内容,许多最优或次优制导律[1—3],以及显式制导律[4,5]已在理论上基本解决了这类带有终端约束条件的机动再入飞行器的再入制导问题。
机动再入飞行器在再入大气层后通常采用空气动力作为控制力,利用攻角和侧滑角的收稿日期:2000-10-13,修回日期:2001-04-10作者简介:陈海东(1972-),男,在读博士生,主要研究方向为飞行器与弹道导弹的制导与控制技术。
变化调整升力和阻力,从而控制速度矢量的方向和大小[7];但是,利用气动阻力控制速度矢量的大小是比较复杂的,因此在使用气动力作为控制力的再入最优制导律中通常不对终端速度的大小进行限制,而采用其它方法进行速度控制。
本文针对机动再入飞行器的速度控制问题,提出了高低空复合制导方案,即在飞行器再入大气层前增加高空制导段,由推力可调的高空发动机提供控制力,以满足指定的再入速度作为高空制导段的终端条件,给出高空最优制导律和大气层再入最优制导律,并对此复合制导方案进行仿真计算。
2 高空最优制导律在再入飞行器的复合制导方案中,当飞行器飞行至降弧段某高度时,高空发动机点火,高空制导段开始,因此高空制导采用如下惯性坐标系。
取高空发动机点火时飞行器质心与地心连线与地球表面的交点为坐标原点o ;oy 轴在地心与飞行器质心的连线上,指向飞行器质心为正向;ox 轴在过原点垂直于oy 轴的平面内,指向飞行器的运动方向;oz 轴由右手法则决定,使o -xyz 构成右手直角坐标系。
在假设平面重力场,重力加速度恒为常数条件下,飞行器质心沿x 轴方向的运动微分方程具有如下形式:x =v x v x =a x(1)初始条件为x (t 0)=x 0 v x (t 0)=v x 0(2)寻找最优加速度制导律a *x (t ),在给定的时间t ∈[t 0,t f ]内使系统转移到终端状态x (t f )=x f v x (t f )=v x f(3)并使以下性能指标J (a x )=12∫t f t 0a 2x d t (4)达到最小,此指标相当于控制能量最小。
以上是高空制导问题的数学模型,在终端条件中对高空制导的终端位置和速度矢量都进行了约束,目的是通过高空制导实现对再入点位置和速度的控制,从而使落地速度满足要求。
经过推导[6]可以得到以最优加速度a *x (t )表示的高空最优制导律为a *x (t )=6[(x f -x t )-v xt (t f -t )](t f -t )2-2(v x f -v xt )(t f -t )(5)式中的x t 、v xt 分别为任意时刻t 时飞行器沿x 轴的位置和速度。
同理可以得到沿y 轴和z 轴的最优加速度为a *y (t )=6[(y f -y t )-v yt (t f -t )](t f -t )2-2(v yf -v yt )(t f -t )(6)a *z (t )=6[(z f -z t )-v zt (t f -t )](t f -t )2-2(v zf -v zt )(t f -t )(7) 有时对沿z 轴的终端速度不作约束,只对终端位置进行约束,则此时沿z 轴的最优加速度为73第5期陈海东等:机动再入飞行器的复合制导方案研究a *z (t )=3[(z f -z t )-v zt (t f -t )](t f -t )2(8) 至此,式(5)—(8)构成了以最优加速度表示的高空最优制导律,实现以上制导律可采用推力可调的高空发动机,它所产生的加速度矢量在惯性坐标系的三个坐标轴上的分量为a Tx =a *x a Ty =a *y +g a Tz =a *z (9)3 再入最优制导律首先选取再入惯性坐标系如下图所示,它与高空制导采用的惯性坐标系保持一致,其中M 点为飞行器的再入点,T 点为目标点。
惯性坐标系的原点O 选在飞行器质心M 点与地心连线与地球表面的交点,ox 、oy 、oz 轴分别与高空惯性坐标系的ox 、oy 、oz 轴平行。
图1 再入惯性坐标系在上图中,V 为再入飞行器的速度矢量,d 为飞行器与目标的斜距,MO T 为俯冲平面,λD 和λT 分别为俯冲平面和水平面内的视线角,θ和e 分别为弹道倾角和弹道偏角,V D 是速度矢量V 在俯冲平面内的投影。
图中所示的λD 和λT 、θ和e 均为负。
当(λT -e ) 1时,由图可知Z D =θ-λD(10)d =-V D cos Z Dd λ D =-V D sin Z D (11)由上式中的第二式两边对时间求导,并将(10)(11)式代入,即得俯冲平面内的弹目相对运动方程λ¨D =(V D V D -2d d )λ D +d d θ (12) 在俯冲平面内,要求导弹命中目标并且达到接近垂直的弹道倾角,因此终端约束条件可74宇航学报第22卷取λD (t f )=-θDF λ D (t f )=0(13)其中的θDF 为所要求的俯冲平面内的弹道倾角。
如果取x 1=λD +θDF x 2=λ D (14)则(12)式的运动方程可写成如下的状态方程形式x 1=x 2x 2=(V D V D -2d d )x 2+d d θ (15)终端约束条件变为x 1(t f )=0 x 2(t f )=0(16) 如果假定V ·D /V D ≈0,且定义T g =-d /d (d ≠0)(17)则状态方程简化为x1=x 2 x 2=2T g x 2-1T g θ (18)记A =0102/T g B =0-1/T g X =(x 1,x 2)T U =θ (19)则状态方程为X =AX +BUX (t f )=0(20) 如果取最优性能指标为J =X T (t f )FX (t f )+12∫tf t 0U 2dt (21)其中F 为对称半正定常值矩阵,由此可以推导出俯冲平面内的最优制导律为[7]θ =4λ D +2(λD +θDF )T g(22) 同理可得水平面内的相对运动方程λ¨T =(V T V T -2d d )λ T +d d e (23) 由此可推出水平面内的最优制导律,由于水平面内对落地时的弹道偏角没有要求,而只需λ·T (t f )=0,因此其制导律为[7]e =3λ T(24)4 算例与分析以高空惯性坐标系作为参考坐标系,假设再入飞行器在高空制导段开始时的初始位置和速度为x 0=0(km )、y 0=200(km )、z 0=0(km )、v x 0=2942.2(m /s )、v y 0=-1803(m /s )、v z 0=0.0(m /s);要求飞行器降落的目标点T 的位置和速度为x T =350(km )、y T =0(km )、z T =75第5期陈海东等:机动再入飞行器的复合制导方案研究60(km )、落地速度V T =500—800(m /s )、落地弹道倾角θT =-90°。
根据落地速度的要求,可以通过仿真确定高空制导的终端条件。
本文在仿真中选择的高空制导终端条件为x f =200(km)、y f =80(km )、z f =40(km )、v xf =2795.2(m /s)、v yf =-2106.4(m /s),对v z f 不作限制,最优制导律的公式为(5)、(6)、(8)、(22)和(24)。
仿真结果如下图所示。
其中,左图为再入飞行器的速度随高度的变化曲线;右图为再入飞行器的三维空间弹道曲线。
由左图可以看出,飞行器落地时的速度值约为780m /s,满足终端速度大小的要求,通过选择不同的高空制导终端参数,可以实现对落地速度的控制。
仿真中将高空制导的终端高度取为80km,这样高空发动机的工作时间就很长,容易暴露真弹头,不利于突防,因此要减小工作时间,提高高空制导的终端高度,但其需要满足的终端条件仍需通过再入段的弹道仿真来确定。
空天飞行器再入制导的预测控制
基 金 项 目 ： 家 自然科 学 基 金 资 助 项 目（００ ０１ 国 ９４５ １）
数值 仿 真 表 明 所 设 计 的 控 制 律 有 着 良好 的 跟 踪
性能。
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第２ ７卷 第 ６期
２０ ０ ６年 ｌ １月
宇 航 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＡ ｔ ｎ ｕｉｓ ｏ ｒ ａ ｓ ｏ ａ ｔ ｏ ｒ ｃ
Ｖｏ ． ７ １２
Ｎｏ． ６
Ｎｏ ｅ ｅ ２ ６ ｖ ｍｂ ｒ ０ｏ
空天 飞行 器 再 入 制导 的预 测 控 制
件建 立飞行 器再 入 走 廊 ， 再 入 走 廊 内选 择参 考 阻 在
力加 速度 剖 面。 飞行 器 的倾 斜 角 选 为 控制 信 号 。 离线 选取 一个 Ｃ Ｆ函数 作 为 系统 性 能 指标 中 的末 Ｌ 端项 ， 设计 一个 非线 性末 端控 制器 ， 限时 间预测 并 有
得到 了广 泛 的应 用 。文 提 出了一 种基 于泰 勒 逼 近
的 Ｃ Ｆ函数 ， 其沿 系统 状态 轨 迹对 时 间 的导 数保 Ｌ 使 持 负定 ， 从而 系统 的稳 定性 得 到保证 。
本 文考 虑 的是一类 可 重复 使用 空天 飞行 器 的再
入 制 导预测 控 制律设 计 问题 。首先 根据 飞行 器再 入 过程 中所受 到 的动 压 、 载 和 气 动 加热 量 等 约 束 条 过
３ ｋ 速度 Ｖ ＝７ ４ ／） ３， 入 段 整 个 飞 行 过 程 ０ ｍ， ６ ｍ ｓ －］再
制律 的稳 定性 需要得 到保证 。文 提 出一种 双模 态 的控制方 式 ， 首先 在 平 衡 点 附 近线 性 化 被 控 对 象 并 构 造终 端域 ， 区域外采 用 非线性 预 测控制 ， 得 系统 使 在有 限时间 内到 达 终 端 域 的 边界 ， 端 域 内用 稳 定 终 的线性 控制 律使 得 系 统 趋 于 平衡 点 ， 这一 方 法 要 但 求线 性化后 的被控对 象 完全 可 控 。文 提 出基 于 ］
可重复使用航天器再入协同制导研究
2021年第3期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.3 2021 总第380期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.380收稿日期：2019-05-30；修回日期：2019-08-22文章编号：1004-7182(2021)03-0071-07 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20210315可重复使用航天器再入协同制导研究李 征1，陈海东2，彭 博1，陈建伟1（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）摘要：从可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle, RLV ）协同飞行任务需求出发，针对多RLV 再入协同制导问题进行研究，设计了一种再入协同制导方案，重点对再入协同制导律进行设计。
该再入协同制导方案分为3部分：第1部分是再入前弹道规划，设计了基于伪谱法的轨迹规划方案，以时间协同作为约束条件，初步设计出满足协同要求的再入轨迹；第2部分是时间协调策略设计，以再入飞行时间可知性为目标，通过伪谱法对RLV 的飞行时间进行预测，实现多RLV 的再入协同飞行时间协调；第3部分是基于滚动时域控制思想的再入协同制导律设计，以飞行时间可控性为目标，将飞行时间作为强约束，使用伪谱法生成制导指令。
最后通过仿真验证了再入协同制导律的制导性能和整个再入协同制导方案的有效性。
关键词：可重复使用航天器；再入制导；协同制导；伪谱法 中图分类号：V411.8 文献标识码：ACoordinated Reentry Guidance Law for Reusable Launch VehicleLi Zheng 1, Chen Hai-dong 2, Peng Bo 1, Chen Jian-wei 1(1. Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing, 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)Abstract: Aiming at the cooperative mission requirement of reusable launch vehicle, this paper studies the cooperative guidanceproblem of multiple RLV reentry, designs a cooperative guidance scheme for reentry, and focuses on the design of cooperative guidance law for reentry. The reentry guidance is divided into three parts. The first part is trajectory planning before reentry, a trajectory planning scheme based on pseudo-spectral method is designed, the scheme takes time collaboration as the constraint condition, and can preliminarily design the reentry trajectory that meets the requirements of collaboration. The second part is the design of time coordination strategy. In this part, aiming at the predictability of reentry flight time, the pseudo-spectral method is used to predict the flight time of RLV , and then coordinate the cooperative flight time of multiple RLVs. The third part is the design of reentry cooperative guidance law based on receding horizon control. Aiming at the controllability of flight time, this part regards flight time as a strong constraint and generates guidance instructions by pseudo-spectral method. Finally, the simulation results verify the performance of the reentry cooperative guidance law and the effectiveness of the whole reentry guidance scheme.Key words: RLV; reentry guidance; cooperative guidance; pseudo-spectral method0 引 言可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle ，RLV ）是指可在地球表面和太空之间自由往返、可重复使用的多用途飞行器。
具有终端角度约束的机动再入飞行器的最优制导律
一
了飞行器与目标的几何运动关系， 其中 ｖ为 飞行器的速度矢量， ｐ为飞行器与 目标的斜 距， Ｔ称为俯冲平面，Ｄ 打 分别为俯冲 ＭＯ 和
图 ｌ 再＾坐标系
平面和水平面内的视线角， 和 分别为当地弹道倾角和弹道偏角，Ｄ 口 ｖ 是速度矢量 Ｖ在俯冲平 面内的投影， 为 ｖ 与 ｏ 平面的夹角。 Ｄ ｆ ｔ ｚ 图中所示的 ｂ 和 ＿０ 厂 和 ， ， 和 耵 均为负。 ， ２ １ 俯冲平面内的最优制导律 ． 考虑俯冲平面 Ｉ Ｖ ＤＴ内飞行器与 目标的运动关系， 假设命中 目 标时的终端弹道倾角约束 为 ， 则在终端时刻应满足
ｏ ｍ， ｆ，
口 － ｉｅ ． Ｌ ￣ ｃ ｓ ｈｔ
ｇ ｉ ｒｅ ｕ ａ￣ ｄ － Ｍａ ｅ ￣ ｂ ｅｔ ， ｈｃ Ｒ ｓ ｒ ｎｗ ｍ ｔ ｒ ｎｔ ７ ｉｅ ｅｅ Ｓ ｅ ｔ ｅ ａｃ ｅ ｈ
Ｓ ｈｅｔ ｅｍｓ （ ａｉ ｔ ｃ ｒ
对于某些机动再入飞行器，要求以接近垂直的弹道倾角命中 目标，而采用经典的比例 制导律很难满足这个要求 ，因此提 出了满足终端 角度约束的再入制导律的设计问题。文 献 『］采用线性二次最优控制理论推导出一种再入飞行器攻击地面匀速运动 目标的次优 ２ 制导律，使命中 目标时的终端脱靶量和终端弹道倾角满足给定的要求，但是 只研究了俯冲 平面内的制导律，并且在数学模型中忽略了再八飞行器的攻角。国外某机动再入飞行器所 采用的具有终端角度约束的最优制导律具有改进的 比例制导形式，国内许多文献 在此 基础上开展了研究，由于在形式上仍然具有比例制导律的角速度反馈形式，因此称其为角 速度反馈形式的最优制导律。本文首先提出了一种角度反馈形式的再入最优制导律，然后 收稿 日期 ２０ 年 ６ １日 ０１ 月
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基于hp自适应伪谱法的飞行器再入轨迹优化与制导
基于hp自适应伪谱法的飞行器再入轨迹优化与制导夏红伟;李秋实;李莉;宋效正;王常虹【摘要】研究了一种基于hp自适应伪谱法的飞行器再入在线轨迹优化与制导方法.首先针对飞行器再入段在末速度最大的条件约束下进行了轨迹优化;然后针对再入段地球大气分布不均匀、建模误差、扰动等因素,设计了基于hp自适应伪谱法的反馈制导方法;最后进行了数学仿真研究.仿真结果表明:采用本文提出的反馈制导方法得到的末速度为6.93 km/s,比未采用闭环制导的方法提高了0.33 km/s,并且制导精度提高了15倍.【期刊名称】《中国惯性技术学报》【年(卷),期】2015(023)006【总页数】6页(P818-823)【关键词】飞行器再入;hp自适应伪谱法;轨迹优化;反馈制导【作者】夏红伟;李秋实;李莉;宋效正;王常虹【作者单位】哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;中国科学院沈阳自动化研究所,沈阳110016;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;上海卫星工程研究所,上海200240;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】V448.2返回、再入和着陆过程是返回式航天器整个飞行任务链的最后阶段，保证航天器安全再入返回是航天技术研究的重要问题。
其中再入段由于经过大气层，动力学模型相对复杂，并且由于存在建模误差、各种扰动等因素，该阶段的轨迹优化和制导设计显得尤为重要[1-4]。
Naidu[5]采用匹配渐近展开法基于ADBARV坐标系的大气层内飞行器动力学方程对飞行器再入优化问题进行了求解分析。
Zimmerman等[6]提出了一种用于可重复使用飞行器再入阶段的控制算法，借助自主仿真和自寻的技术解决飞行器再入问题。
目前对于飞行器再入段动力学模型的研究已经取得了较好的研究成果，但在再入段轨迹优化方法方面，普遍存在最优轨迹生成时间长的困扰[6-7]；由于轨迹生成时间长，多采用离线生成最优轨迹进行制导，这导致制导精度受模型参数变化、扰动等因素影响而难以提高[1-3,8-9]。
可重复使用航天器时间协同飞行轨迹优化
计算机仿真
2020年 1 月
可重复使用航天器时间协同飞行轨迹优化
李 征 1，彭 博 、陈 海 东 2,陈 建 伟 1
( 1 . 北京宇航系统工程研究所，北京1〇〇〇76;2.中国运载火箭技术研究院，北 京 100076)
l 引言
航天运输系统是一个国家自主进人空间能力的集中体 现 ，是保护国家利益的核心能力[|]。可重复使用航天器是指 从 地 面 起 飞 完 成 预 定 飞 行 任 务 后 ，全 部 或 部 分 返 回 并 安 全 着 陆,经过检修维护和燃料加注后可快速执行飞行任务的航天 器 [2]。R L V 与传统运载火箭最重要的区别就是一般采用升 阻 比较大的升力体构型，可 快 速 穿 越 大 气 层 ,在指定区域上 空 飞 行 并 降 落 在 指 定 地 点 ，经 过 简 单 维 护 后 便 可 再 次 执 行 飞 行 任 务 。受 运 载 能 力 限 制 ，单 架 R L V 返回过程 中 可 执 行 的 任 务 有 限 ，发 展 多 R L V 协 同 再 人 技 术 符 合 未 来 需 求 ，多架 R L V 可以同时到达某一区域，其个体之间通过功能互补可以 实 现 协 同 组 网 、协同探测等复杂的功能[3]。 R L V 机动能力较
A B S T R A C T ：Aiming at the problem of time cooperative flight trajectory optimization for reusable launch vehicle, a trajectory optimization method based on Radau pseudo-spectra is proposed in this paper. Aiming at the predictability and controllability of reentiy flight time, this method used Radau pseudo-spectra to predict the flight time of R L V , and then coordinated the cooperative reentry flight time of multiple R L V s . With this flight time as the terminal con straint, the Radau pseudo-spectra were used to generate the reentry trajectory that can meet the requirements of coop erative flight. The simulation results show that the trajectory optimization method can obtain the flight trajectories sat isfying time coordination constraints, state constraints and control constraint, and has high stability and fast solving speed. This method meets the requirements of multiple RLVs time cooperative reentry flights, and has strong practical value. K E Y W O R D S ：R L V ；Pseudo-spectral method；Trajectory optimization；Time-coordination
采用伪谱法的再入飞行器最优反馈制导方法
・
智能控制技术・ 崔 锋 采用伪谱法的再人飞行器最优反馈制导方洼
Ｒ “ 并且 ，
ｋ ｔ （ ） ＝Ｈ ｔ ∈ Ｕ（ ， ｔ ） （ ， ｔ） （ ） ｔ （ ）
４ ３
旋转角速度 、 飞行器距地面高度以及速度 ， 表示为
ｒ ＝ Ｒ Ｄ Ｕ ， ＝ （ ・ ＴＵ ， ＝ ｈ／ Ｕ ， ＝ ／ Ｃ Ｏ Ｕ ｈ Ｄ Ｖ
率 ； 依赖 于加 热模 型 的常数 。 ｋ是 使 用 在线轨 道 重构并 实 时更新 制导 指令 ， 不 而
考虑传统意义上的终端能量管理 ， 将飞行器从返 回
初始点 制 导至 进 场着 陆段 起 点 。 由于 进 场 着 陆 段 制导方 案具 有 一定 的 自适 应 能力 ， 回终端 速 度 、 返
目前再入飞行器制导方法【 ］ 卜 多数采用 降阶
的动力 学模 型 ， 线 设 计 参 考 剖 面 ， 离 比如 阻 力 加 速 度剖 面 ， 并在 线进 行 跟踪 。但 这类 方法 需要 根 据任 务 目标 ， 费大量 的人 力 和时 间进 行参 考轨 道 和跟 耗
踪算法增益设计 ， 对再人飞行 中干扰和故障的处理 不够 灵 活 ， 不具 备 在线 重 规划 能力 。Ｓｈ ｒ ｎ ｃｉ ｍａ ｅ 等 Ｊ 出 了最 优 路 径 制 导 算 法 ， 算 法 具 有 一 定 提 该 的在线重规划能力 ， 但需要离线生成可行轨道数据 库。另外 ， 研究发现 ， 使用降阶的低精度动力学模 型 进 行 分 析 设 计 ， 低 估 飞 行 器 的 实 际 操 控 能 会 力 ［ｌ ４。 近年来 ， 伪谱法被证明可以应用于飞行器再入
＋左）ｏ ｓ ７ ｏＡ—ｃｓ ｓ ￣ｉＡ （ ） ｃｓ （ｉ ｃｓ ｎ ｏ Ｔ ｉｅ ｎ ） ４ ｎｓ
基于惯导和雷达导引头的再入复合末制导方法研究
ｂａ ｅ ｎ Ｉ ｎ ａ ａ ｅ ｋ ｒ ｓ ｄ ｏ ＮＳ ａ ｄ ｒ ｄ ｒ ｓ ｅ ｅ
Ｃ Ｎ Ｋ — ｎ ＨＵ Ｊａ —ｕ ， Ｈ ｎ — ｎ ＨＥ ｅｊ ， ｉｎｘｅ Ｚ ＡＯ Ｘｉｇｆ ｇ ｕ ｅ
（ ｔ ｎｌＵｎｖｒｉ ｆＤ ｆｎ ｅＴ ｃｎ ｌｇ ， ｈ ｎ ｓａ４ ０ ７ ， ｈｎ ） Ｎａ ｏａ ｉｅｓ ｙｏ ｅｅ ｓ ｅｈ ｏ ｙ Ｃ ａ ｇｈ １０ ３ Ｃ ｉａ ｉ ｔ ｏ
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ｉ ｈｓ ｐ ｐ ｒ ａｌａ ｐ ｏ ｃ ｏ ｒｅ ｔｙ ｃ ｍｐ ｕ ｄ ｔｒ ｎａ ｕ ｄ ｎ ｅ ｉ ｒ ｓ ｎｅ ｗｈｃ ｓｂ ｓ ｄ ｓｒ ｃ ：ｎ ｔ ｉ ａ ｅ ， ｌ ｐ ｒａ ｈ ｔ ｅ ｎ ｒ ｏ ｏ ｎ ｅ ｍｉ ｌｇ ｉ ａ ｃ ｓｐ ｅ ｅ ｔｄ， ｉｈ ｉ ａ ｅ
陈 克俊 ， 胡建 学 ， 兴锋 赵
（ 南 长 沙 国 防 科技 大 学 ， 南 长 沙 湖 湖 ４０７ ） １０３
摘 要 ： 基 于惯 导 系 统 和 雷 达 导 引 头 的 再 入 复 合 末 制 导 方 法 进 行 了探 讨 研 究 。 提 出 了通 过 对
利 用雷达 导 引头测量信 息 ， 计 并修 正 惯 导 系统 给 出的 战 术 弹道 导 弹 再入 飞行 状 态参数 偏 差 ， 估 然
目标 的命 中精 度 ， 是 提 高 战术 弹 道 导 弹对 其 攻 击 则
方 面仍 然可 以采用 提高惯 导 系统精度 的方 法 。但
无论是 从技 术上 的可行 性 ， 是从 经济 角度来 考虑 ， 还
目标命 中精 度 的重要 手段 。 本 文设 想在 弹 头 上 除装 有 惯性 导 航 系 统 外 ， 还 安装有 雷达 导 引头作 为 辅 助 导 航 系统 ， 以形 成 一 定
再入机动飞行器最优轨迹设计与跟踪
再 入 机 动 飞 行 器 最 优 轨 迹 设 计 与 跟 踪
制 理 论 与 制 导 技 术 研 究 中 心 ，黑 龙 江 哈 尔 滨 １ ０ ０ ） 哈 ５ ０ １
摘 要 ： 出 了一 种 再 入 机 动 飞 行 器 （ ｎ ｕ ｅｉｇ ｒｅ ｔｙ ｖ ｈ ｃ ，ＭＲ 的 最 优 制 导 与 控 制 方 案 。针 对 提 ｍａ ｅ ｖ ｒ ｅ ｎ ｒ ｅ ｉ ｅ ｎ ｌ Ｖ）
Ｏｐ ｉ ｌ ｒｊ ｃｏ ｙｄ ｓｇ ｎ ｒ ｃ ｉ ｇ ｆｒｍａ ｅ ｖ ｒｒ ｅ ｔｙｖ ｈ ｃｅ ｔ ｍａ ａ ｔ ｒ ｅｉｎ ａ ｄ ｔａ ｋｎ ｏ ｎ ｕ ｅ ｅ ｎ ｒ ｅ ｉｌｓ ｔ ｅ
ＬＩＨａ—ｕ ｌ ｎ，ＨＵＡＮＧ ａ —ｉ ｊ Ｘｉｎ ｌ ｎ，ＧＥ Ｄｏ ｇ ｍｉ ｇ ｎ — ｎ
Ｍ Ｒ 再 入 机 动 轨 迹 优 化 问题 ， 出 了新 的 基 于 Ｇａ ｓ 伪 谱 优 化 方 法 的 分 段 优 化 策 略 ； Ｖ 提 ｕｓ 由产 生 的 最 优 参 考 轨 迹 ， 生
成 系统 的 外 环 最优 制 导指 令 。接 着 利 用 轨 迹 线 性 化 控 制 （ｒｊｃｏｙｌ ｅｒ ａｉｎｃｎｒ ｌ ＴＩ ） 法 设 计 系统 的 内 ｔａｅｔｒ ｎ ａｉ ｔ ｏ ｔｏ， 方 ｉ ｚ ｏ Ｃ 环 控 制 律 。 基 于 ＭＲ 完整 的 非 线 性 六 自 由度 模 型 ， 真 表 明 提 出 的 再 入 轨 迹 优 化 设 计 方 法 是 有 效 的 ， 且 内环 Ｖ 仿 而
第 ３卷 ２
第 ９ 期
系 统 工 程 与 电 子 技 术
Ｓｙｓ ｅ ｓ Ｅｎｇｉ ｅ ｉ ｎｄ Ｅｌｃ ｒ ｉ ｓ ｔｍ ｎｅ ｒｎｇ ａ ｅ ｔ ｏｎ ｃ
Ｖ ｏ１ ３２ Ｎｏ．９ ． Ｓｅ ｅ ｂ ｐｔ ｍ ｅｒ２０１ ０
复合制导信息融合技术在飞行器中的应用探讨
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关键词 多模复合制导系统 ； 信息融合技术 ； 飞行器
中 图分 类 号 Ｔ １．２ Ｎ９ １ ７
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总第 ２５期 ４
计算机与数字工程
Ｃ ｍｐ ｔｒ＆ Ｄ ｇｔｌ ｎ ｉ ｅ ｉｇ ｏ ｕｅ ｉｉ ｇｎ ｒ ａＥ ｅ ｎ
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２ １ 年第 ３ ００ 期
复 合 制 导 信 息 融 合 技 术 在 飞 行 器 中 的 应 用探 讨
机动再入飞行器的一种预测制导方法
机动再入飞行器的一种预测制导方法
郑立伟;荆武兴
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2006(027)0z1
【摘要】研究了机动再入飞行器返回地面固定目标的一种预测制导方法.利用高斯方法解算出再入过程中飞行器需要的最小速度增量,将其转换成速度坐标系下需要的气动力,通过调整其攻角以及侧滑角来达到控制飞行器的目的,从而得到了一种预测制导方法.仿真显示,此算法简单,运算速度快,具有较高的落点精度,且对大气密度的不确定性及导航信息偏差具有较强的鲁棒性.
【总页数】5页(P19-23)
【作者】郑立伟;荆武兴
【作者单位】哈尔滨工业大学,航天工程系,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学,航天工程系,哈尔滨,150001
【正文语种】中文
【中图分类】V448.235
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3.机动再入飞行器的一种预测制导方法 [J], 郑立伟;荆武兴
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