上面級制導(dǎo)方法研究.pdf

1、隨著信息技術(shù)、航天技術(shù)發(fā)展和應(yīng)用規(guī)模的擴大，空間系統(tǒng)及其所提供的信息服務(wù)逐漸成為大國至關(guān)重要的戰(zhàn)略資源，空間逐漸成為維護國家安全和利益的新軍事制高點。為了爭奪空間優(yōu)勢,需要具備快速進入空間的能力，而這種能力是由小型固體運載火箭提供的。傳統(tǒng)火箭的制導(dǎo)方法已不能滿足快速發(fā)射的要求，需要地面準(zhǔn)備時間短，適應(yīng)性好的制導(dǎo)方法,為此，本文研究了小型固體運載火箭上面級的制導(dǎo)方法，具體工作包括：
　　給出了一種制導(dǎo)設(shè)計概念模型，其中包括運動方程的

2、簡化，最優(yōu)控制解形式的推導(dǎo)，剩余飛行時間的計算，推力積分的計算，引力積分的計算，預(yù)測和校正這幾個環(huán)節(jié)，大部分上面級的制導(dǎo)算法可以在這個模型的框架下進行設(shè)計。
　　在制導(dǎo)設(shè)計概念模型的基礎(chǔ)上，設(shè)計了傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)方法，并推導(dǎo)了用來估算地心角的引力位移系數(shù)。通過一個五自由度仿真給出了實際姿態(tài)角對指令角的跟蹤誤差形式，并將其用在蒙特卡羅仿真中。然后以最優(yōu)控制為基礎(chǔ)，推導(dǎo)了主矢量理論，并用其來設(shè)計了另外一種迭代制導(dǎo)方法，這種迭代制導(dǎo)方法的建

3、立過程比傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)方法更簡明，最后通過仿真結(jié)果驗證了這兩種迭代制導(dǎo)方法的可行性。
　　在制導(dǎo)設(shè)計概念模型的基礎(chǔ)上，采用最優(yōu)控制理論，設(shè)計了一種顯式制導(dǎo)方法，對于一種入軌任務(wù)(入軌速度大小已知，入軌位置大小已知，軌道方向已知，飛行路徑角已知)來說，這種方法存在制導(dǎo)初始段指令角變化劇烈的問題，為此本文提出了一種修正的方法，這種修正方法采用迭代來估算剩余時間和推力引起的速度增量，從而更好的求解協(xié)狀態(tài)，通過仿真驗證了這種修正方法的有效性