基于Lyapunov方法的AOTV闭环导引律的设计

研究了在共面圆轨道ＨＥＯ－ＬＥＯ变轨过程中,气动辅助轨道转移飞行器（ＡＯＴＶ）大气内气行的闭环导引律的设计问题。应用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法设计最优闭环导引律,并导出了控制变量的解析形式。在仿真算例中,首先采用ＵＳ６２标准大气密度模型进行控制器的设计和仿真,然后以此控制器分别控制ＡＯＴＶ在三种不同的大气密度中飞行。仿真结果表明,ＡＯＴＶ进入三种“未知的”大气密度模型中,不但可以完成变轨任务还可以极大地     

AOTV的最优控制问题研究

研究了气动辅助轨道转移飞行器(AOTV)在执行HEO-LEO(High Earth Orbit-Low Earth Orbit)过渡任务时的最省燃料飞行方案,以及大气内飞行的最优控制问题。首先将最省燃料指标折衷为相应的大气入口、出口条件,然后以出口误差最小为大气内飞行的最优控制指标,应用Pontriagin极大值原理给出了最优控制规律,通过解两点边值问题得到最优状态和最优控制的时间历程。仿真结果验证了本文处理方法的有效性。     

利用高斯伪谱法求解最优气动辅助轨道转移

将高斯伪谱法用于共面高轨道到低轨道航天器气动辅助轨道转移的研究。通过将燃料最省指标转化为最佳大气入口、出口条件,将大气内飞行时间最短作为优化指标,利用高斯伪谱法对大气内飞行轨迹进行了优化求解。通过与霍曼轨道转移相对比,气动辅助变轨明显地降低了燃料消耗。同时,说明了高斯伪谱法能够有效地求解最优轨道转移问题。     

同平面高低地球轨道气动辅助空间交会

为了实现同平面气动辅助空间交会,首先分析了其必须满足的2个必要条件:轨道转移问题和调相问题。然后分析了同平面HEO-LEO霍曼轨道转移技术及其调相问题。最后通过应用最优控制理论,求解一个典型同平面高轨道向低轨道转移的最优轨迹,确定了OTV在大气作用阶段轨道相角的变化大小。进一步依据空间交会理论得到了同平面HEO-LEO气动辅助空间交会所必须满足的标准相角的计算公式,并分析了气动辅助空间交会的调相问题。最后将霍曼方法和气动辅助方法进行了比较,得出了气动辅助空间交会不但可以节省燃料,而且能够在合理的时间内实现空间交会的结论。     

近地小行星探测转移轨道方案设计与优化

探测小行星转移轨道的设计不同于传统的飞行器轨道设计,由于需要更多的能量,仅依靠冲量轨道转移难于实现,针对此问题,以近地小行星3288 Seleucus为例,采用了先将飞行器递推至以2 a为周期的日心大椭圆轨道的远日点,加深空机动使之再次与地球相遇,进行借力飞行的轨道转移技术,设计了其转移轨道.为了进一步减少此探测任务在轨道转移方面所需的总的能量,采用了变分与主矢量原理推导出了总的速度增量对自由变量的偏导数,把复杂的多维非线性轨道优化问题归结为一个多维参数优化问题,并利用梯度下降法,对所设计的探测3288 Seleucus小行星的转移轨道方案进行了优化.数学仿真结果表明:这种地球借力飞行的轨道转移技术可有效的降低完成任务所需的总能量,特别是发射时所需的能量.     

升力式再入飞行器无控飞行溅落区仿真研究

飞行器在无控飞行状态下可能的着陆区域称为溅落区。针对升力式再入飞行器在典型受损机体形态下的溅落区问题,本文采用面元法对不同机体形态进行了气动建模,基于气象观测数据建立了大气扰动模型,针对飞行器典型工况点建立飞行状态散布模型,建立了六自由度运动模型对升力式再入飞行器进行蒙特卡洛仿真。根据仿真结果,分析了大气扰动、气动模型偏差、初始状态散布等因素对无控升力式再入飞行器溅落区的影响。     

基于自适应观测器的飞行器抗干扰控制

针对近空间飞行器(NSV)在高超音速飞行时气动参数变化剧烈且容易受到外界干扰的特点,提出快速自适应干扰观测器抗干扰方法.建立近空间飞行器的数学模型,进行抗干扰自适应观测器的设计.通过调整自适应参数和设计补偿项的自适应律,在自适应律中增加非线性指数项,提高了干扰观测系统对复合干扰的逼近速度,使其能够在有限时间内将系统误差收敛为零.对闭环系统性能进行严格的理论分析.在高超声速条件下对NSV进行仿真验证,结果表明,设计的控制方案具有更好的快速性和收敛性.     

基于遗传算法的飞行器追踪拦截模糊导引律优化设计

针对飞行器的追踪拦截问题,研究了基于遗传算法的模糊导引律。导引律的设计以模糊逻辑控制理论为基础,以追踪拦截过程中的接近速度和视线角速度为输入变量、追踪器控制指令为输出变量,在合理给出追踪拦截适应度函数后,采用遗传算法对各变量的模糊分区、隶属度函数参数和模糊推理规则进行了优化。并与一般模糊导引律以及工程中广泛应用的比例导引律进行了性能对比。仿真结果表明:所设计的导引律对目标的追踪性能更优。     

航天飞机三维最优再入轨道及气动加热过程

本文应用现代控制理论研究了航天飞行器三维最优再入轨道和与轨道参数密切相关的气动加热过程。文中选择飞行器迎角和倾斜角作为控制变量,以飞行器气动加热率和飞行过载沿轨道积分最小作为优化性能指标,按极大原理导出了最优再入轨道有约束控制的非线性两点边值问题。采用了数值优化法——共振梯度法求解了有升力飞行器的最优再入轨道及其热过程。文中以允许误差法讨论了权系数和罚函数的选取方法;对不同速度范围研究了不同的加热模型,按热平衡方程与优化轨道同步迭代的方法求得了算例数值结果。算例的数值结果与文献[9]的数值是一致的。     

新型空间平台发展模式探析

近年来,美国等航天国家研究提出了多种多样的新型空间平台,并开展了系列飞行试验。主要简述了美国XSS（experiment satellite series）计划、轨道快车、轨道转移飞行器、快速响应空间航天器、X-37B和F6系统等新型空间平台的情况,总结了其发展特点,提出了新型空间平台的发展模式。     

Fuzzy controller based on chaos optimal design and its application

In order to overcome difficulty of tuning parameters of fuzzy controller, a chaos optimal design method based on annealing strategy is proposed. First, apply the chaotic variables to search for parameters of fuzzy controller, and transform the optimal variables into chaotic variables by carrier-wave method. Making use of the intrinsic stochastic property and ergodicity of chaos movement to escape from the local minimum and direct optimization searching within global range, an approximate global optimal solution is obtained. Then, the chaos local searching and optimization based on annealing strategy are cited, the parameters are optimized again within the limits of the approximate global optimal solution, the optimization is realized by means of combination of global and partial chaos searching, which can converge quickly to global optimal value. Finally, the third order system and discrete nonlinear system are simulated and compared with traditional method of fuzzy control. The results show that the new chaos optimal design method is superior to fuzzy control method, and that the control results are of high precision, with no overshoot and fast response.     

求解单背包约束下下模函数半定松驰算法

为有效求得背包约束条件下下模函数的解,往往采取不同的方式,以获得最优解,但更多情况下无法找出其精确最优解。针对这个问题,选取两种不同的方法,先对所求解通过添加变量进行约束,再应用贪婪算法,以获得该问题的最优近似解;利用线性规划的知识,分析最大化非减下模集函数在单背包约束下的近似算法,得出当σ>0.19时,算法(III)的性能保证大于0.732,并且随着σ的增大而接近最优解,算法(III)中的参数θ对某种大规模情形将不起作用。     

Optimal Guidance Law to Maximize Terminal Velocity for Missiles with Impact Angle Constraint

In this paper, an optimal guidance law for missiles with impact angle and miss distance constraints is proposed to achieve the maximal terminal velocity. The normal acceleration command that includes the time-varying coefficients is introduced to satisfy the desired impact angle as well as zero miss distance according to the geometric relation and relative motion parameters between missile and target. The problem is formulated as an optimal control problem by defining the angle of velocity error and flight-path angle as state variables and maximizing a performance index of the terminal velocity. The analytical form of the proposed guidance law is obtained as the solution of the optimal control problem combining optimal control theory and numerical value computation method. Nonlinear simulations of various situations demonstrate the performance and feasibility of the proposed optimal guidance law.     

基于熵矩阵的多目标非线性0-1规划近似算法

为了简化多目标二元匹配问题的求解,将该问题建模为多目标非线性0-1规划模型,该模型将变量约束转移到目标函数中,从而降低了问题求解难度.针对该模型,设计了基于熵矩阵计算的贪心近似算法,该算法通过熵矩阵的熵值计算确定多目标二元匹配度,并根据熵值的大小预先优化匹配顺序,从而使近似解更快速地接近最优解.仿真实验结果证明,对于单目标非线性0-1规划问题,本算法优于已有的近似算法,对于多目标非线性0-1规划问题,本算法在计算时间以问题规模的指数级减少的情况下,近似解能够很好地逼近最优解.因此,本算法与其它近似算法相比,在不增加时间复杂度的前提下,结果更优,近似度更高.     

Optimization of multi-revolution low-thrust transfer based on modified direct method

A modified direct optimization method is proposed to solve the optimal multi-revolution transfer with low-thrust between Earth-orbits. First, through parameterizing the control steering angles by costate variables, the search space of free parameters has been decreased. Then, in order to obtain the global optimal solution effectively and robustly, the simulated annealing and penalty function strategies were used to handle the constraints, and a GA/SQP hybrid optimization algorithm was utilized to solve the parameter optimization problem, in which, a feasible suboptimal solution obtained by GA was submitted as an initial parameter set to SQP for refinement. Comparing to the classical direct method, this novel method has fewer free parameters, needs not initial guesses, and has higher computation precision. An optimal-fuel transfer problem from LEO to GEO was taken as an example to validate the proposed approach. The results of simulation indicate that our approach is available to solve the problem of optimal muhi-revolution transfer between Earth-orbits.     

矿用卡车货箱二工况综合轻量化设计

为了提高工程运输车辆的燃油经济性,降低煤炭企业开采成本,以矿用卡车货箱为研究对象,提出一种矿卡货箱的二工况综合轻量化设计方法。首先,建立矿车货箱的有限元模型,分析了满载匀速行驶和举升卸货两种典型工况下货箱的强度性能。以两种典型工况建立参数优化模型,定义5个设计变量,采用最优拉丁超立方抽样法得到样本点,在建立的二工况综合分析模型中得到对应响应值。通过对不同近似模型比较验证,选定径向基函数(RBF)模型拟合变量与响应的关系。使用非支配排序遗传算法(NSGA-II)在近似模型的基础上进行多目标优化,得到Pareto解集,并选取目标方案进行静强度和疲劳强度验证。结果表明:该方法能够获得轻量化设计参数值,优化后的矿车货箱满足二工况下的强度要求,质量降低7.47%。     

Strapdown Homing Guidance System Design for Some Ammunition

The guidance is one of the main development di-rections of conventional ordnance.Strapdown homingis one of the main measures for ammunition guidancebecause of the li mitation of mass,volume,cost andlaunch overload.Such guided ammunition couldn’tdirectly use the conventional proportional guidancelawasthe strapdownseeker could only providethein-formation of line-of-sight angles in body coordinates,which could be used in attitude pursuit guidance sys-tem[1].It is well known that the attitude pur…     

LEO卫星通信系统基于用户自主定位的固定地面位置区划分策略

针对基于低轨卫星系统中具有自主定位能力的特殊终端用户,提出地面位置区划分策略。通过比较不同位置区大小下的用户更新开销和寻呼开销,得到位置区的最佳大小。结果表明：位置区的最佳大小与用户的平均呼叫到达时间无关。在地面位置区划分中,需要根据实际情况来决定位置区大小最佳值的划分精度。