基于数值求解的远程交会路径规划优化研究

研究航天器多脉冲远程交会路径规划问题,由于航天器在变轨过程中,应减少发动机燃料的消耗,有利于增加有效载荷.因此,在多冲量变轨问题描述的基础上,通过选择优化变量建立了无摄动的燃料最优和考虑摄动的燃料最优变轨优化模型,利用遗传算法、序列二次规划及GA+SQP串行混合优化算法进行优化求解,进行了数值仿真.通过仿真实现了不同脉冲次数的远程交会路径规划,并对比分析了摄动的燃料最优变轨优化模型,提出了相应的串行优化策略,通过算例对所提出的算法进行了仿真验证,实现了航天器路径规划数值优化求解的目的,可为多脉冲远程交会提供参考.     

NSGA-Ⅱ算法在空间服务应急任务中的应用

给出了空间应急任务的解决方法,当发生需要空间服务的应急任务时,首先利用现有卫星组成的星座对目标地点进行覆盖计算,如果其覆盖性能不满足任务需求,就用NSGA-Ⅱ算法对卫星星座进行优化设计,这里优化星座中每颗卫星的平近点角;然后利用调相机动实现星座优化结果,将卫星机动到指定位置,并计算每颗卫星的机动时刻以及机动所需要的能量;最后给出了应急任务算例和它的具体解决过程,计算出了卫星机动变轨的时刻和所需能量。     

航天器近距离变轨能量时间关系研究

随着航天任务需求的多样化,对航天器轨道转移问题不但提出了最省燃料要求,还提出了最小时间要求。主要研究了航天器近距离双脉冲变轨燃料和时间最优问题,基于线性化C-W方程,推导了在轨服务器在双冲量变轨时的特征速度,以时间-燃料为指标构造了加权模型,分析单一和混合指标情况下对系统的影响后,得到了混合指标下时间和能量关系,通过设计分布估计算法,找到最优能量和相应的转移时间,使得燃料和时间的加权和最小,实现近距离变轨最优指标的精确数值模拟。从数值结果的对比分析中得出了一些有意义的结论,可供下一步研究参考。     

基于STK/X的远程导引变轨方案修正

远程导引多脉冲式变轨方案一般基于二体模型进行设计,设计结果存在摄动模型误差.当飞行时间较长时,由摄动模型误差带来的交会误差会达到上百公里甚至上千公里的量级,从而在实际摄动条件下难以实现追踪航天器和目标航天器的交会.采用L-BFGS-B优化算法,对初始的设计结果进行修正,以达到消除摄动模型误差的目的.优化过程中需要的真实摄动模型下的轨道预报,使用STK/X技术通过调用STK/Astrogator模块进行仿真得到.算例表明,初始设计的多脉冲式变轨方案经过修正后,能够在实际摄动条件下实现追踪航天器和目标航天器的交会.     

脉冲序列控制BIFRED变换器的脉冲组合和电压纹波

升压式-反激式集成的整流/储能直流-直流(BIFRED)变换器是由Boost电路与反激式电路集成实现的,具有电路简单、成本低、负载范围宽等优点,工程应用价值较高。脉冲序列(PT)控制技术是一种新的离散控制技术,比较适用于BIFRED变换器的输出电压调节控制,但PT控制存在着输出电压纹波较大的缺点,因此研究PT控制BIFRED变换器的输出电压纹波具有重要的物理意义。为了更好地表征工作在双断续导电模式(DCM-DCM)下的PT控制BIFRED变换器的电压调节控制性能,通过求解在1个开关周期内流过副边二极管的平均电流,得到了在1个开关周期内高、低功率脉冲作用下的输出电压变化量,由此获得了不同负载时PT控制DCM-DCM BIFRED变换器的控制脉冲组合,并进一步确定了相应的输出电压纹波。通过PSIM仿真软件和硬件试验,得到了不同负载下的时域波形,验证了控制脉冲组合、输出电压纹波理论分析的正确性及控制方案的可行性。     

小卫星星座与编队飞行三维定位系统和控制

文章根据无线电探测原理，探讨了利用星上无线电探测设备测知地面目标如雷达、舰船的三维位置优势。文章以美国“白云”电子型海洋监视卫星（星座）系统为例，具体分析比较了这种星座电子侦察和作者提出的小卫星编队飞行侦察的优劣。文章明确指出，星座式侦察的优点是发射组网简单，运行时受摄动影响小，缺点是在高纬度地区定位精度差。编队飞行式侦察的优点是定位精度不受纬度影响，而且定位精度高，缺点是编队队型易受摄动影响。燃耗高，发射组网较复杂。     

卫星星座优化与仿真平台设计与实现

卫星星座的优化设计问题是航天领域的一个研究重点,介绍自主研发的卫星星座优化与仿真平台的系统构架和主要功能.该平台主要包括4个子系统,能够实现卫星星座的信息管理、计算、优化、覆盖分析和可视化仿真等功能.本平台的特色在于使用多种演化算法和多目标优化算法对卫星星座的配置方案进行优化,得到最佳方案,如可以提供灾难应急时卫星机动变轨的最佳方案和仿真过程,从而辅助相关部门及时制定应急措施.并通过与有关文献中的对比计算,证明此系统的正确性和有效性.     

基于双弹头Hopkinson杆的高g值加速度传感器的动态线性分析

分析了高g值加速度传感器动态线性的测试原理并对双弹头Hopkinson杆的可靠性进行了验证;同时利用双弹头Hopkinson杆激光干涉冲击试验装置测量了高g值加速度传感器的动态线性。该方法是将双弹头Hopkinson杆作为冲击加速度发生器,用双膛冲击发生器发射两个子弹（分别为内、外弹）,当两子弹分别单独与双弹头Hopkinson杆相撞时,通过控制冲击加速度发生器,使产生的加速度脉冲频率相同且峰值分别为a外、a内,测得加速度传感器对应输出加速度峰值分别记为A外、A内;保持相同的发射条件,当内外弹同时与Hopkinson杆相撞时,使两子弹作用于细杆上的冲击加速度脉冲的频率相同且峰值仍分别为a外、a内;根据应力波叠加原理,则叠加后产生的加速度峰值为a总=a外+a内,测得加速度传感器对应输出的加速度峰值记为A总;从而可以求出ΔY=(A外+A内)-A总,通过分析ΔY是否在所要求的范围内来说明被测加速度计的动态线性。     

高精度波束形成的相控阵超声系统研究

为深入研究管道环焊缝缺陷特性,需要相控阵检测系统提供完全控制激励信号参数和获得接收回波信号的特性,针对该问题设计了32个模拟通道,可接入128个阵元,数字化频率达到125 Msample/s的相控阵超声检测系统.采用流水线式延时实现小数倍延时,脉冲发射延时精度为2.5 ns;使用Master-Slave结构的管理方式,在硬件上合理分配资源,对回波数据进行线性插值,同时根据脉冲的延时方案对各通道的插值数据进行存储,实现高精度数字波束形成.使用Hilbert变换提取形成波束在FIR滤波器滤波前后的包络,得到滤波后信噪比提高了9.4 dB.对标准试块进行缺陷检测实验,实验表明在深度上缺陷定位的相对误差为1.7%,相对于现有系统检测精度提高了接近2倍.     

基于ARM的超声波调宽高压脉冲发控技术研究

提出了一种基于ARM的超声波调宽高压脉冲发控技术;该技术以超声波检测系统为背景,由ARM微处理器S3C2440A作为核心控制器,超声波激励脉冲宽度、重复频率和电压幅度均可调;高压电源采用了一种可控高压电源,能输出0～1000V电压;重点分析了激励脉冲对超声波信号的影响、电路中各个元件对超声波激励脉冲的影响以及基于ARM的PWM控制脉冲的产生;从理论上得出了发射电路中各个电阻与激励脉冲电压电流的数学关系,实验得出了1kHz重复频率的600V脉冲.该发射电路可以激励不同探头产生多种频率和发射功率可调的超声波。     

多管火箭发射系统虚实混合动力学建模与仿真

为减小火箭出管后的初始扰动,运用多体动力学虚实混合建模与仿真技术研究多管火箭的出管姿态。对试验数据进行频谱分析,对关键部件进行结构动态特性分析和模态试验,采用虚实混合建模方法,构建多管火箭发射系统的动力学虚拟样机模型。采用柔性连接Bushing模拟发射系统的弹性特性,经过工程计算获得燃气冲击力并以脉冲形式施加到模型中,研究弹管间隙、质量偏心、推力偏心、发射时序和发射时间间隔等因素对火箭出管姿态的影响。研究结果表明：合理的弹管间隙、质量偏心、发射时序和发射时间间隔可以减小火箭出管后的初始扰动。     

面向液体运载火箭的测发训练系统设计

针对运载火箭测发训练手段落后、单一的现状和运载火箭测发控系统装备化使用需求,突破火箭全真等效技术、交互式电子手册技术(IETM)、测发控故障注入技术等关键技术,基于某型号液体运载火箭构建实战化、实物化测发训练系统,通过岗位人员快速高效的培训考核,达到测发控岗位技术要求,具备运载火箭测发控参试能力,使参试人员由操作型向试验工程型转变,加快人才培养,提高发射场综合试验能力和发射成功率。     

基于数字孪生的火箭测试与发射过程健康管理技术研究

为了解决运载火箭对地面测试与发射过程中对数据综合分析能力,飞行过程的故障诊断和预测能力,以及故障处理措施的快速决策等能力的迫切需求,提出一种基于数字孪生技术的火箭测试与发射过程健康管理系统设计方案;该方案通过建立运载火箭测试与发射阶段数字孪生模型,实现对火箭测试和发射过程的天地镜像仿真,依托数字孪生模型,对运载火箭健康管理功能进行了设计和优化;利用真实火箭和数字孪生火箭的信息交互,可有效实现火箭测试过程数据分析、飞行过程协同诊断,以及故障处理决策支持等功能;该系统提高了火箭发射的可靠性,为火箭可靠飞行提供了技术保障;同时,该技术在运载火箭健康管理上的应用也面临一些关键技术还需要进一步突破和发展.     

基于STK跟踪与数据中继卫星轨道设计与仿真

发展跟踪与数据中继卫星对于构建天基测控网有着重要意义.概述了跟踪与数据中继卫星的定义与任务,阐述了跟踪与数据中继卫星通常选择的轨道,分析了地球静止轨道(GEO)中继卫星的地面覆盖特性和两颗GEO星组网的轨道覆盖盲区,以及中低轨卫星组网的步骤.提出了利用STK仿真分析中继卫星星座构形的方法,设计了基于STK的适合我国的地球静止轨道、大椭圆轨道、近圆轨道三种轨道的中继卫星星座与中低轨用户星的可见性仿真试验,通过对仿真结果的分析提出了我国中继卫星星座构形的初步设想.     

星座卫星在轨长期管理测控策略研究

近年来,低轨大型卫星星座蓬勃发展,使得在轨卫星数量急剧增加,卫星在轨长期管理任务面临巨大挑战。首先分析了卫星星座在轨长期管理面临的挑战,针对星座卫星在轨长期管理面临的几种常见应用场景,通过理论分析扩频体制测控应答机的抗干扰机理,结合地面概念星卫星平台模拟验证,在微波暗室通过地面概念星卫星平台对星座卫星在轨长期管理肯能出现的情况进行模拟。模拟不同星座卫星在轨运行场景以及相应的测控应对策略,验证了多星同时入境时的卫星长期管理策略的可行性,给出星座卫星在轨长期管理的有效应对策略。为卫星在轨长期管理以及后续可能遇到的星座在轨长管问题提供参考。     

活动发射平台环境监测系统设计与实现

为解决以往发射平台上模拟仪表人工读取记录效率低下,无法远程监控且不能获取平台执行任务前后监控点关键数据的问题,提出了基于分布式远程监控技术的环境监测系统设计方法.采用分布式前端控制箱获取各传感器信号,设计双点双线的电气连接方法完成前端测控箱与信号转接箱之间的信号传输;使用冗余热备的CompactRIO终端进行实时系统下的数据采集、保存、阈值判断与报警输出;基于TCP/IP协议的前端上位机采用了模块化参数配置、区域数据回放的方法,实现实时曲线显示、数据库读写及历史数据回放等功能.采用了抗振及耐盐雾等防护技术,通过了发射平台各试验及发射任务的检验,为活动发射平台日常调试及执行任务提供了及时可靠的环境数据.     

基于VXI技术的运载火箭自动测试系统设计

运载火箭测试发控系统在航天和导弹飞行试验中占据着非常重要的地位。文章通过VXI总线优特点分析，提出了基于VXI技术的运载火箭自动测试系统设计方案，并详细阐述了系统的结构设计、硬件配置及软件功能开发。实际应用证明，该系统满足运载火箭测试精度要求，运行性能良好。     

Optimizing flight trajectories for space vehicles with an additional fuel tank. I

We consider optimization problems for spatial trajectories of space flights for space vehicles with an additional fuel tank from a low circular orbit of a man-made Earth satellite to a geotransitional orbit. The motion of the space vehicle is controlled through a jet engine with bounded thrust. To discard the additional tank, the vehicle needs to switch off its engine and spend a certain time. The mass of the discarded tank is assumed to be proportional to the mass of the expended fuel, and the mass of the engine and additional constructions is proportional to the thrust. We minimize the value of the impulse needed to transfer to the geostationary orbit for a given useful mass, or, which is the same, maximize the useful mass for a given value of this impulse. In the first part of the paper, we consider in detail the history of this problem and computational schemes that can be used to solve this kind of problems.     

固体火箭发动机比冲预示的神经网络仿真研究

运用BP和RBF神经网络方法和Matlab6.5工具软件建立了小样本数据条件下的固体火箭发动机比冲的神经网络预测模型,并将两种神经网络预报的效果进行了比较。两种网络较好的预报效果,表明建立的预测模型是合理的。在此基础上,提出了与之相应的预报误差控制方法及其新型号发动机比冲预测的选模判据。数值实验结果表明,所提供的网络模型可在小样本数据条件下实现发动机比冲性能的高精度预测。     

Hybrid continuum/DSMC computation of rocket mode lightcraft flow in near space with high temperature and rarefaction effect

In this paper, we consider laser propulsion operating in near space (altitude of 20-100 km) where the ambient gas is rarefied . For the rocket mode, a dense gas is injected into the focused region to generate high temperature plasma by laser beam focusing. A hybrid continuum/DSMC method is used to simulate the unsteady high temperature continuum flow coupled with the rarefied ambient air. An order of magnitude analysis, based on a simplified physical analysis, is provided for the impulse coupling coefficient and specific impulse. For the rocket mode studied here, a specific impulse of 855 s is obtained.