载人火星任务混合推进轨道方案

以未来载人火星探测任务为背景,提出了混合推进的轨道方案,即行星中心轨道段采用脉冲推力变轨,行星际航行轨道段采用小推力变轨的策略。建立了日心段三自由度动力学模型,利用“能量等高线”图选取了几组典型脉冲往返轨道作为标称轨道：最小能量税遁,快速转移税逆和短期停留轨道。在此基础上设计了与之对应的行星际航行段小推力最优转移轨道,得到混合推进的轨道方案。最后通过与脉冲轨道的燃料消耗对比,分析了混合推进轨道方案的可行性。研究表明,此类方案较好地结合了脉冲变轨飞行时间短的优势和小推力变轨省燃料．任务灵活的优势.     

太阳系中相对论效应下的时间同步与转移

深空探测时间同步过程中由于大范围时空转移引起的时钟测量相对论效应误差不可忽视。研究了普遍类型的地球轨道卫星以及太阳系行星探测器与地面时钟的同步与转移,分析计算了星载时钟测量相对论效应的误差组成和量级,验证了频率调整法和实时补偿法消除相对论误差的有效性。提出在星载时钟频率调整分辨率不足时,可采取定步长、带误差限的时钟频率调整或“跳秒”的形式控制时钟测量相对论效应长期误差,提出在无法实时获得航天器位置和速度时,根据互相关法估计周期误差模型。仿真验证了这些方法的有效性,并为火星探测过程中时钟与地面时间同步提供了方案。     

基于伴随星的多模式最优接近研究与仿真

利用最优控制理论编制了在伴随轨道下对中心卫星的固定时间连续推力的最优能量轨道转移程序,通过不同终端条件的设定,该程序应用于对中心卫星不同交会形式。仿真分析了卫星在低地轨道运行中所产生的建模误差,研究分析了不同初始条件对中心卫星最优接近的能量影响以及在不同初始条件下最优轨道的特点。     

天基激光清除空间碎片任务分析

从天基激光技术参数和空间碎片清除需求两方面对天基激光碎片清除任务展开研究。基于激光支持爆轰波的传播机理,分析激光烧蚀推力的变化规律,揭示了短脉宽激光适用于碎片清除任务的原理,推导建立了激光烧蚀碎片的推力模型。对影响推力的典型激光参数进行研究,比较归纳了激光功率密度和光斑直径的通用求解模型,构建了最佳耦合条件下碎片速度增量与冲量耦合系数、脉冲个数之间的数学模型。从碎片尺寸和轨道区域两方面分析了将太阳同步轨道1~10 cm碎片作为清除对象的必要性,基于清除任务的合理性提出天基激光和碎片在“偶遇”条件下的作用模式,给出了清除距离和清除时间窗口。运用轨道动力学知识建立了基于近地点高度增量的天基激光碎片清除效果评估模型,案例分析表明了天基激光清除碎片的可行性。研究成果可为相关技术研究和任务设计提供参考。     

摄动情况下有限推力轨道转移与交会联合优化

远程轨道转移与近程交会是空间交会任务的两个重要阶段,前后衔接,但研究模型不同,任务约束要求差异很大,经常只能分别优化设计。研究摄动情况下的有限推力轨道转移与交会联合优化设计问题,建立了精确的有限推力轨道转移和空间交会模型,推力幅值恒定,优化性能指标均为时间最短。采用Gauss伪谱法将两个最优控制问题分别转化为非线性规划(nonlinear programming,NLP)问题,再建立其联系,构建成一个NLP问题,获得整体优化。最后,通过一个仿真算例,验证了有限推力异面轨道转移与空间交会联合优化,求解过程和结果表明,该方法对初值敏感度小、鲁棒性强、收敛快,满足各类约束条件,能为相关的多阶段整体优化问题求解提供参考。     

卫星编队脉冲机动维持控制与策略

针对近地圆轨道卫星编队维持问题，开展了脉冲控制方案与维持控制策略研究，并搭建了仿真环境进行验证。根据相对轨道根数(relative orbital elements, ROEs)的状态转移方程，推导了各ROEs元素在J₂摄动下的漂移速率，并针对编队构型受到空间摄动的破坏问题，提出了两种不同的编队脉冲控制方案和维持策略。基于空间圆编队长期维持需求，建立了包括高精度轨道递推算法的任务仿真环境，从脉冲消耗与控制误差对提出的方案策略进行了分析讨论，验证了脉冲方案与维持策略的可行性。仿真结果表明，所提出的脉冲控制方案与维持策略具有较高的有效性及可靠性，可用于未来空间编队飞行任务。     

有连续推力控制的卫星轨道确定算法

连续推力轨道控制跟踪过程,观测量中包含推力加速度信息,反映轨道机动过程中卫星动力学的模型误差。以跟踪和精确定位空间机动目标为目的,给出基于地面雷达观测,实时估计推力加速度,修正卫星动力学模型的轨道确定算法。建立连续推力控制过程变质量动力学模型,给出常推力变加速度满足的运动学微分方程;建立变加速度估计系统状态方程和扩展卡尔曼滤波轨道确定算法;并给出连续推力控制过程中卫星运动状态关于变加速度的变分运动方程。实际飞行控制中应用表明,通过离散观测数据,实时估计连续推力变加速度,解决连续推力过程轨道精确确定问题是可行的。     

月地返回轨道控制误差传播及分离点位置精度分析

基于探月工程三期论证中的一条月地返回轨道,分析了影响轨道器和返回器分离点位置计算精度的误差因素,建立了相应的误差协方差传播模型。通过仿真计算,讨论了在不同修正时机下,末次修正控制误差对轨道的影响,给出了分离点位置误差与末次修正后轨道误差之间的关系,对末次修正时机和分离时机的选择与分离点位置误差的关系进行了初步分析,结果表明,适当延后末次修正时间,以及适当提前分离有助于控制分离点位置误差。     

气动/推力矢量飞行器分阶段复合控制分配策略设计

以气动/燃气舵推力矢量复合控制反坦克导弹为研究对象,研究了不同飞行阶段下的气动/推力矢量复合控制分配策略问题。通过分析气动舵和燃气舵控制效率受导弹飞行速度变化的影响,并结合不同飞行阶段的飞行任务和特点,分别基于模糊逻辑以及链式递增理论,设计了适用于初始飞行段和末制导段的复合控制分配策略。仿真结果表明,设计的两种策略均保证了复合控制系统具有较快的响应速度和良好的控制精度,同时缩短了燃气舵的工作时间,减少了推力损失。     

弹目相对状态测量误差对拦截效果的影响分析

针对拦截弹中末交班过程中弹目相对状态测量误差引起的脱靶量变化问题, 在视线旋转坐标系下推导了弹目相对运动方程并进行解耦分析, 基于协方差转换法、连续离散混合系统的协方差描述函数法推导得到了弹目相对状态测量误差在末段传播的解析解及脱靶量均值、方差的计算方法。仿真解析计算与蒙特卡罗法计算结果一致, 并通过解析计算得到拦截弹相对状态测量误差与脱靶量的对应关系以及为实现拦截可允许的相对状态测量误差集。同时，仿真结果可为拦截弹中末交班信息测控精度、加速度饱和限制设计等工作提供技术参考。     

基于背景插值的空空导弹攻击区在线模拟方法

针对空战态势迅速变化对空空导弹攻击区模拟实时性的需求,提出基于背景插值的攻击区在线模拟方法。首先预测下一采样时刻态势,并针对预测态势模拟解算攻击区信息;当下一采样时刻到来时,利用攻击区预测值和先前两次攻击区模拟信息及相应的态势记录插值估计攻击区真实值。背景插值方法将攻击区模拟解算放到先前计算周期中,实时性高。理论分析证明了背景插值误差随着采样时间的减小收敛于零。仿真结果表明,背景插值模拟方法的误差与传统攻击区模拟方法相当,而前者平均可在7.16×10^-6s内给出结果,后者平均计算耗时为0.290 s。     

改进频率鉴别的载波跟踪环路及性能分析

为了适应高动态环境,导航接收机常采取锁频环和锁相环联合工作实现载波跟踪。对其中较常用的的叉积自动频率跟踪环提出改进,利用两种方法切换实现频率鉴别。改进后算法克服了数据位模糊,并且使鉴频范围扩大了4倍,同时保持跟踪精度不变。影响跟踪精度的因素主要包括热噪声误差和动态应力误差,经研究发现其中热噪声误差的传统理论分析结果与实际有较大差距。利用环路线性化近似处理,并且考虑鉴别噪声间的相关性,经重新推导得到锁频环路的热噪声跟踪误差低于传统理论分析结果的1/5。通过仿真对锁频环鉴频范围和热噪声跟踪误差分析的正确性进行了验证。     

基于非线性模型预测控制的火星大气进入智能制导方法

针对火星大气进入精确制导问题, 提出了基于非线性模型预测控制(nonlinear model predictive control, NMPC)的智能进入制导方法。首先, 考虑了进入制导约束, 采用NMPC方法设计制导算法。通过引入衰减记忆滤波器, 提出了基于误差信息估计的预测模型修正方法, 增强系统对模型误差的鲁棒性, 并利用变预测时域策略提高系统性能。然后, 以NMPC制导系统为制导模板, 在实际条件下生成大量样本数据集, 进行深度神经网络(deep neural network, DNN)的离线训练。最后, 在进入制导过程中利用DNN代替求解复杂优化问题和积分预测的过程, 在线快速解算控制量, 并结合横向制导实现智能制导。仿真结果表明, 提出的制导方法能够快速计算指令, 实现了高精度制导。     

基于误差反传小波神经网络的船舶横摇时间序列预报

结合小波分析和神经网络的特点，建立了应用于船舶横摇运动时间序列预报的误差反传小波神经网络结构并给出了算法。作者利用多输入、单输出小波神经网络预报模型进行了仿真，取得了良好的仿真效果。此方法不仅可应用于横摇运动时间序列预报，亦可用于纵摇、艏摇的时间序列预报。     

基于BP神经网络的动能杆毁伤指标预测模型

动能杆侵彻靶板的毁伤效果评估是一个复杂的问题。由于动能杆的数量多,侵彻碰撞情况多达上千种,计算费力又耗时。针对这些问〖JP+2〗题,提出了一种评价毁伤效果的数学模型,建立了基于反向传播（back propagation, BP）神经网络的预测模型,给出了隐含层节点数的计算方法,并在网络节点作用函数和随误差的变化动态更改参数方面对BP神经网络进行了改进。最后对仿真结果进行了分析,结果表明,75%的神经网络预测值分布在±10%误差范围之内,86%的神经网络预测值分布在±20%误差范围之内,验证了预测模型的可靠性和有效性。     

一种基于可观测度分析的SINS／GPS空中对准新方法

针对遥感飞机长时间直线飞行作业时,由于SINS/GPS组合导航系统可观测度低导致系统精度下降的问题,提出了一种基于可观测度分析与杆臂误差补偿的空中机动对准新方法.该方法将归一化处理后的系统状态可观测度作为反馈因子,在空中对准过程中根据反馈因子对SINS系统进行自适应反馈校正,同时补偿了影响GPS观测量精度的杆臂效应误差.半物理仿真结果表明,该方法与传统方法相比,有效地提高了空中机动对准的精度.