基于能量控制方法的航天器TAEM制導仿真

末端能量管理段制導的主要目的是控制航天器的動能和勢能,使航天器最終達到著陸段初始要求.采用能量控制方法來設(shè)計制導方案,分析了末端能量管理制導的過程及原理,在制導系統(tǒng)引入能量-射程基準剖面,通過調(diào)整飛行距離、動壓或速度制動使航天器達到基準的能量狀態(tài).將末端能量管理段劃分為S-轉(zhuǎn)彎、搜索飛行、航向校正飛行和著陸前飛行4個飛行段進行研究.以某航天器為仿真實例,對末端能量管理段制導過程進行動力學仿真.仿真結(jié)果表明所提出的基于能量的制導方案具有良好的制導效果.

作 者： 童中翔 董小龍 袁新威 李偉 Tong Zhongxiang Dong Xiaolong Yuan Xinwei Li wei   作者單位： 童中翔,Tong Zhongxiang(西北工業(yè)大學,西安,710072;空軍工程大學工程學院,西安,710038)

董小龍,李偉,Dong Xiaolong,Li wei(空軍工程大學工程學院,西安,710038)

袁新威,Yuan Xinwei(空軍第5飛行學院,武威,733003) 

刊 名： 導彈與航天運載技術(shù)  ISTIC PKU 英文刊名： MISSILES AND SPACE VEHICLES  年，卷(期)： 2006 ""(3)  分類號： V448.2  關(guān)鍵詞： 再入航天器   末端能量管理   航向校準柱面   能量-射程剖面   制導與控制  

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