衍化的加速度再入制導(dǎo)律方案研究

傳統(tǒng)的航天飛機(jī)再入制導(dǎo)采用的是標(biāo)準(zhǔn)軌道法,自適應(yīng)能力較差,因此研究了其衍化算法.衍化算法通過對(duì)剩余航程的估算,周期性更新參考阻力加速度剖面.根據(jù)生成的參考剖面,側(cè)向制導(dǎo)采用數(shù)字預(yù)測(cè)方法先后搜索了兩次傾斜反向時(shí)刻;對(duì)參考阻力加速度剖向的跟蹤采用反饋線性化方法.更新參考加速度剖面和搜索反向時(shí)刻的算法都是一維黃金分割法,因此衍化算法完全可由機(jī)載計(jì)算機(jī)完成.針對(duì)不同的再入飛行任務(wù)進(jìn)行仿真,結(jié)果表明:制導(dǎo)方案都具有很好的穩(wěn)定性和實(shí)時(shí)性.

作 者： 潘樂飛 李新國 PAN Le-fei LI Xin-guo   作者單位： 西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院,陜西,西安,710072  刊 名： 計(jì)算機(jī)仿真  ISTIC PKU 英文刊名： COMPUTER SIMULATION  年，卷(期)： 2007 24(2)  分類號(hào)： V448.235  關(guān)鍵詞： 再入制導(dǎo)   剩余航程   參考阻力加速度   側(cè)向制導(dǎo)  

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