气动辅助异面变轨问题中近最优导引律解

研究了异面低地轨道（LFO－LEO）变轨过程中,气动辅助轨道转移飞行器（简称AOTV）在大气内飞行的量优闭环导引律的一种设计方法,对气动辅助道转移飞行器大气内飞行的动力学模型进行合理的简化和近似,将AOTV燃料最省的指标转化为大气出口速度极大条件的性能指标,然后应用最优控制理论,经数学推导得到了控制变量与飞行器状态的解析关系,即AOTV近最优导引律,数学仿真验证了所设计的导引律是正确可行的。     

纯滞后TOC系统参数鲁棒性研究

以一阶纯滞后对象为例，利用参数敏感度定义，在理论上分析了基于ＩＴＡＥ控制律设计的二次优化控制ＴＯＣ系统的参数鲁棒性，在大量仿真研究的基础上，给出了参数（Ｋ，τ）鲁棒性曲线图。应用结果表明，ＴＯＣ系统性能指标好，鲁棒性强。     

海流干扰下的欠驱动AUV三维路径跟踪控制

为解决存在海流干扰和模型不确定性情况下欠驱动自主水下航行器(AUV)的三维路径跟踪控制问题,首先在Serret-Frenet坐标系下,基于虚拟向导建立了跟踪误差模型.然后,在运动学控制器中基于李雅普诺夫(Lyapunov)理论和反步法设计具有自适应律的虚拟向导和一种改进的积分视线法(ILOS)导引律,克服了海流的干扰并减少了超调.应用反步自适应滑模控制(BASMC)理论设计动力学控制器,保证了系统的稳定性和鲁棒性.最后,应用非线性级联理论证明了整个控制系统的闭环稳定性.仿真结果表明:基于AUV与流体的相对速度来实现的控制律,便于工程应用.该控制器能够有效克服海流和模型不确定的影响,实现对三维路径的跟踪.     

FIXDMACS工控系统报表生成方法与比较

针对目前采用ＦＩＸＤＭＣＡＳ的工业过程自动控制系统使用ＥＸＣＥＬ制作 报表系统时所存在的问题,提出了了应用ＶＩＳＵＡＬｂＡＳＩＣＹＭＦ ＥＴ ＡＡＯＧＦＰＴＫＲＰＲＭＴＸＸＹＯＶＲ根据某厂烧结配料自控系统的具体实际对两种生成方法进行了比较     

VFP5.0下多媒体播放器的设计与实现

本文介绍了一种利用ＶｉｓｕａｌＦｏｘＰｒｏ５．０中的ＡｃｔｉｖｅＸ控件和ＭＭＳＹＳＴＥＭ中的ＭＣＩ函数来设计自制的多媒体播放器的方法。该播放器能播放ＤＡＴ、ＡＶＩ、ＭＯＶ、ＭＡＶ、ＭＩＤ等可视的或非可视的多媒体文件。     

卫星编队队形重构变轨方案

为提高整个卫星编队系统的轨道寿命,采用将备份卫星部署于较高轨道的编队结构以减少大气阻力的耗散。针对备份卫星进入编队时需从较高轨道机动至低轨道的情况,设计了霍曼转移变轨和主动调相变轨方案。通过仿真实验验证了2种方案的有效性,对比结果表明:霍曼转移方案节省燃料,但耗时多;主动调相变轨方案可减少变轨时间,但消耗燃料多。     

基于 AUTOCAD 的二维及三维参数化设计

讨论了参数化设计在机械设计中的重要性．在ＡＵＴＯＣＡＤ中,利用ＡＵＴＯＬＩＳＰ语言结合块的功能对机械零部件的二维视图进行了参数化设计．利用ＡＭＥ模块和ＡＵＴＯＬＩＳＰ语言对三维立体进行了参数化设计．     

利用JDBC实现INTERNET环境下LOGISTIC信息处理系统

针对分析疾病与致病因子之间联系问题,利用ＪＡＶＡ ＥＮＴＥＲＰＲＩＳＥ ＡＰＩ中的ＪＤＢＣ对ＬＯＧＩＳＴＩＣ信息处理系统进行在ＩＮＴＥＲＮＥＴ环境下的设计实现,运行结果证明,该系统运行效率高,可移植性好。     

GEODRAW二维图形软件剖析

阐述了ＧＥＯＤＲＡＷ绘图软件的特点，介绍了软件剖析的方法，对ＧＥＯＤＲＡＷ模块及其保护措施，接口数据文件ＲＥＣＯＶＥＲ．ＤＡＴ的结构和工作原理进行了剖析，并简述了二维绘图语言的实现方法。     

基于改进遗传算法的有限推力远程导引变轨策略

航天器在轨道转移过程中存在推力弧段,与脉冲轨道转移相比,有限推力轨道转移能够反映航天器在真实环境中的工作状态.本文采用改进遗传算法求解远程轨道能量最优的多脉冲变轨方案,在脉冲点处将脉冲量转换为推力弧段上的有限推力,实现了多脉冲机动远程导引向有限推力下远程导引变轨的转换,并对有限推力变轨方案速度增量方向进行修正,修正后变轨方案精度显著提高,与目标轨道相对位置误差大幅减小.     

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。     

基于最优状态反馈的小推力转移轨道制导策略

针对小推力变轨技术研究中的难点之一——飞行器的制导问题,提出了一种基于最优状态反馈的自主制导策略。首先利用传统Gauss型运动方程,推导出三个轨道根数增大最快的独立控制律;然后根据当前根数与目标值的偏差量对独立控制律进行加权组合;最后为高效可靠地获得最优制导律,采用一种遗传算法和逐次二次规划相结合的混合方法对权重进行了优化。该制导算法设计简单,无须预存参考轨道,能够实现飞行器的自主制导,并且具有燃料消耗次优的特点。仿真计算验证了该算法的有效性。     

一种基于引力场线性化的制导方法

文章针对航天器连续推力轨道机动过程中各种摄动误差的修正问题,提出了最优补偿系数的引力场线性化闭环制导方法。按照力的性质可将摄动力分为保守摄动力和非保守摄动力。通过对保守摄动力进行简化,给出了力的线性表达式,在此基础上基于引力场线性化方法,将惯性系下航天器受摄运动方程转化为线性形式,推导出了以摄动引起的位置偏差为反馈量的闭环制导加速度的表达式。之后考虑非保守摄动力(也即大气阻力),通过引入补偿系数,并利用遗传算法对补偿系数进行优化,得到修正的闭环制导加速度表达式。文中所提的制导方法可用于各种空间轨道机动过程中摄动误差的修正,以交会为例进行了仿真,结果表明修正后的轨道能够很好地跟踪理想轨道,且交会精度高。     

弹药传输机械臂固定时间终端滑模控制

为提高坦克弹药传输机械臂在路面激励等外界扰动下位置控制的鲁棒性,设计一种固定时间终端滑模控制器(fixed-time terminal sliding mode controller, FTSMC).推导含垂直基础振动的弹药传输机械臂动力学方程,将系统的基础振动处理成干扰项.采用新型固定时间收敛干扰观测器对系统不确定项进行补偿,改善了控制器的鲁棒性.结合固定时间收敛双幂次趋近律和固定时间终端滑模面设计固定时间终端滑模控制器.用Lyapunov理论证明了系统固定时间收敛特性. 3种工况下的对比实验表明,设计的复合控制器对不确定性干扰具有强鲁棒性,能够对外界扰动下的弹药传输机械臂进行准确定位控制.     

AUV平面直线航迹跟踪控制算法

针对自主水下航行器（AUV）在平面直线航迹跟踪过程中的航迹超调问题,设计基于航向航速双闭环运动控制的航迹跟踪控制算法.跟踪算法以视线导引法（LOS）为基础,设计时变前视距离提高AUV的机动性,并以一阶惯性滤波抑制因航向切换产生期望航向角的阶跃变化.控制算法采用抗积分饱和PID控制及参数自适应,以增加算法的鲁棒性,并将航向航速控制设计成双闭环,使得AUV航行时期望航迹段终点的距离偏差实时调整期望航速.结果表明,此航迹跟踪控制算法根据距离偏差调节实时航速,可使AUV提前减速以低速转向,抗积分饱和可避免航速超调,参数自适应以适应多种航行工况. AUV能准确跟踪期望航迹,最大航迹偏差小于1.0 m,并且大角度转向时可有效减小航迹超调.     

Three-dimensional suboptimal guidance law for fly-over and shoot-down smart ammunition via virtual target

An optimal burst height is required for the fly-over and shoot-down smart ammunition with an EFP warhead at the instant of explosion which brings a special requirement to the miss distance of the terminal guidance law.In this paper,aguidance law based on the virtual target scheme is proposed.First,the practical pursuit-evasion issue between the ammunition and the target with specific miss distance is transformed into a virtual pursuit-evasion problem with zero miss distance.Secondly,a complete three-dimensional pursuit-evasion kinematics model is established without any simplifications.And then,a suboptimal guidance law is designed based on theθ-D method which has constraints of the elevation and azimuth angular velocity of the virtual line of sight(LOS).Finally,in order to verify the performance of the proposed guidance law,three test cases are conducted.Numerical results show that under the proposed terminal guidance law,the smart ammunition not only can fly above the target with an optimal burst height but also have a smaller normal acceleration on the terminal trajectory.     

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。     

基于遗传算法的连续推力最短时间转移轨道设计

针对连续推力作用下的最优轨道转移问题,在推力不变的条件下,考虑时间最优,设计了最优转移轨道和推力的作用方式。首先,建立描述连续推力轨道转移的状态方程,用变分法进行求解;然后,分别基于极小值原理和bang-bang控制原理推导出用协态变量表示的时间最优制导律,其中基于极小值原理的最优控制避开了bang-bang控制可能出现的奇异区间。由于协态变量无法求解解析解,文章采用遗传算法对协态变量进行优化求解。最后以同平面两个圆轨道为例进行了数值仿真,结果表明两种方法得到的最短时间基本相同,但采用极小值原理的最优转移轨道更加节省燃料。     

载人登月舱动力下降段应急返回轨道设计

文章主要研究载人登月舱动力下降段应急返回轨道设计问题。针对应急返回对等待时间的需求,改进了同心椭圆返回轨道方案。将显式制导法应用于应急返回上升段控制中,充分利用了登月舱的剩余速度,得到了满足要求的入轨精度。根据仿真结果确定了利用下降级推力器完成上升段应急返回的准则。在上升段仿真的基础上设计了跟踪段过渡椭圆轨道,显著缩短了登月舱在停泊轨道的等待时间。文中的方法和结论可以为载人登月工程应急返回提供一定的参考价值。