上面級制導方法研究.pdf

1、隨著信息技術、航天技術發(fā)展和應用規(guī)模的擴大，空間系統(tǒng)及其所提供的信息服務逐漸成為大國至關重要的戰(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)火箭的制導方法已不能滿足快速發(fā)射的要求，需要地面準備時間短，適應性好的制導方法,為此，本文研究了小型固體運載火箭上面級的制導方法，具體工作包括：
　　給出了一種制導設計概念模型，其中包括運動方程的

2、簡化，最優(yōu)控制解形式的推導，剩余飛行時間的計算，推力積分的計算，引力積分的計算，預測和校正這幾個環(huán)節(jié)，大部分上面級的制導算法可以在這個模型的框架下進行設計。
　　在制導設計概念模型的基礎上，設計了傳統(tǒng)迭代制導方法，并推導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，推導了主矢量理論，并用其來設計了另外一種迭代制導方法，這種迭代制導方法的建

3、立過程比傳統(tǒng)迭代制導方法更簡明，最后通過仿真結果驗證了這兩種迭代制導方法的可行性。
　　在制導設計概念模型的基礎上，采用最優(yōu)控制理論，設計了一種顯式制導方法，對于一種入軌任務(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