月面返回最优轨道设计

针对航天器月面返回问题,综合考虑月球自转,科里奥利力的影响,建立航天器在月球三维空间中较精确的动力学模型.以燃耗最优为指标,利用pontryagin极大值原理,得到航天器在月面返回动力上升段发动机推力方向的最优开环控制率.考虑终点位置和速度约束求解,最终求得可行的月面返回最优轨道.对今后的月球探测任务有一定的应用价值。     

载人飞船标准再入轨道的设计

分析了弹道──升力式载人飞船再入大气层过程中的轨道机动能力，并据此选取标准再入轨道，最后探讨了各种再入误差源对无制导再入落点的影响，这是飞船再入制导的基础。     

载人登月软着陆中手动控制制导方案研究

针对载人登月软着陆的接近段和着陆段,研究手动控制重新选址方案。首先引入了载人登月阶段划分,建立了登月舱动力学模型,然后对电视制导和舷窗制导2种手动控制选址方案进行了比较。电视制导方案中,宇航员能够直接在视场内选择新的着月点,并由自动控制系统实现对目标的制导;传统的舷窗制导要求宇航员全程参与控制,主要约束包括手动控制的延迟以及舷窗的视线范围,并且每次手动调节量有限。对2种制导方案的仿真结果表明,电视制导由于不受视线角约束,着月点可调整范围大于舷窗制导。同时电视制导对姿态机动的要求更高。并且宇航员重新选址操作进行得越早,着月点可调整范围越大。     

载人月面着陆器动力下降段自适应姿态控制

载人月面着陆器动力下降过程中质心偏移及其引起的姿态扰动问题比较突出,对此本文提出了采用反作用控制系统(RCS)和推力矢量控制(TVC)的联合自适应姿态控制方法．基于月面着陆器姿态运动学和动力学模型,设计了自适应姿态控制器及质心偏移自适应估计器,利用Lyapunov方法证明闭环姿态控制系统稳定,引入RCS和TVC的误差特性以检验控制器的鲁棒性．数值仿真结果表明该自适应姿态控制方法可行,所设计姿态控制器保证姿态控制系统稳定且具有鲁棒性．     

月球低能返回轨道设计的混合自适应遗传算法

针对月球探测器低能量返回轨道设计问题,在椭圆四体问题下建立探测器动力学模型,考虑太阳引力与月球椭圆运动对探测器轨道的影响,并分析探测器低能量返回轨道的存在性与轨道动力学特性,以及针对设计月球最低能量返回轨道过程中模型强非线性、全局优化性能差等现象,提出了一种混合自适应遗传算法用于寻找月球探测器返回地球所需的最低能量以及对应的转移轨道,算法根据种群适应度数据自适应改变进化特征,提高了种群向全局最优点进化的效率,降低了计算量.仿真结果表明,此种算法可以精确高效地计算月球探测器返回地球所需的最低能量,所需的速度脉冲仅为传统的双曲拼接法的75%,显著节约了能源消耗.     

载人小行星探测最优两脉冲转移轨道优化设计

为实现对目标小行星的载人探测,提出一种时间严格约束条件下的最优两脉冲往返转移轨道设计与优化方法.针对载人小行星探测任务的特点,建立了两脉冲转移轨道设计方案,初步设计了两脉冲往返转移轨道,并且利用序列二次规划算法进行了轨道优化,得到了各转移阶段的发射、到达窗口和最优往返转移轨道.仿真结果表明,给出的最优两脉冲往返转移轨道单次施加脉冲能够控制在5 km/s以内,可以满足未来300 d内的能量较小的载人小行星探测任务.     

基于伪谱法的亚轨道飞行器返回轨迹优化设计

在亚轨道飞行器返回轨迹设计中,不仅要研究其可行轨迹的设计问题,还要研究在各种性能指标下的最优轨迹。文章采用伪谱法研究了亚轨道飞行器返回轨迹优化设计问题。为了便于应用伪谱法并加快优化速度,建立了以能量为独立积分变量的动力学方程,并进行了归一化处理,将终端时间自由的优化问题转化为固定积分区间的优化问题。考虑状态约束、控制约束、过程约束以及终端约束,采用伪谱法进行了亚轨道飞行器的返回轨迹优化设计。从算例的仿真结果可以看出,伪谱法可以较好完成亚轨道飞行器的返回轨迹的优化设计任务。     

跨座式单轨交通曲线轨道梁动力分析

为研究跨座式单轨曲线梁的力学特性,以重庆跨座式单轨交通袁家岗至谢家弯区段的曲线轨道梁为研究对象,利用ANSYS的二次开发功能对其自振特性和车辆荷载下的静、动力响应进行了计算分析。结果表明:该轨道梁有较高的整体刚度、强度;桥墩有较大的刚度和安全性;在10~50 km/h车速范围内,车辆能安全通过该曲线梁。     

基于显式有限元的轨道车辆撞击能量吸收研究

吸能装置是提高轨道车辆耐碰撞性能的关键部件.将金属切削加工技术应用到轨道车辆的被动安全防护上,提出利用切屑的生成过程吸收列车的撞击能量,作为新型吸能装置的吸能原理.建立了金属薄壁结构切削吸能过程的三维显式有限元模型,分析了刀具的前角对薄壁结构切削吸能性能的影响,并与金属薄壁结构的压缩吸能进行了比较.结果表明,金属切削吸能过程是理想的轨道车辆撞击能量吸收过程.     

基于椭圆形参考轨道的航天器泪滴形绕飞轨道设计

文章通过建立较小偏心率、以真近点角为变量的椭圆一阶无摄动相对运动方程,实现泪滴形绕飞轨道设计。在基于椭圆一阶无摄动相对运动方程和相应状态转移矩阵的基础上,对其相对运动初始值选取的约束条件(即封闭条件)进行了推导。最后由得出的新型零接近速度制导律,实现了在椭圆一阶无摄动相对运动上泪滴形绕飞轨道的设计和仿真。