空间碎片碰撞概率数值计算方法

为保障在轨航天器的飞行安全,对航天器的空间碎片碰撞预警问题进行研究。针对三维空间碎片碰撞概率的复杂计算,构建了基于空间碰撞坐标系的数值梯度计算方法,分析了该算法的计算效率和性能,计算速度提升1个量级且计算误差保持在5‰。研究结果可为航天器在轨安全飞行和空间碎片碰撞预警提供理论基础。

连续时间多胞线性变参数系统变增益H_∞/H_2输出反馈控制

针对一类同时具有参数不确定性和外界干扰的非线性系统,提出了一种连续时间多胞线性变参数(LPV)系统变增益H_∞/H_2输出反馈控制方法.首先,对连续时间多胞LPV系统的变增益混合目标(H_∞/H_2指标和区域极点约束)输出反馈控制器综合方法进行了数学描述;其次,引入新的结构化松弛矩阵变量和参数依赖Lyapunov函数,将满足期望性能的混合目标鲁棒动态输出反馈控制问题转化为线性矩阵不等式框架内的有限维凸优化问题,进一步降低了所设计LPV控制器的保守性.最后,以四分之一车辆模型主动悬架系统为研究对象进行仿真,仿真结果验证了本文控制器的有效性.

量测随机丢失的非线性相关系统滤波算法

针对非线性相关系统中量测数据随机丢失问题,研究了带有随机量测数据丢失且带有相关噪声的扩展卡尔曼滤波算法。通过引入相关系数和服从伯努利分布的传输系数的方法,提出了带相关噪声的量测数据随机丢失EKF。最后,将所提算法应用于空间非合作目标的跟踪问题,仿真验证了算法的有效性。

基于图像处理思想的激波捕捉自适应网格方法

为了平衡激波的捕捉精度和流场计算效率之间的关系,提出基于图像处理思想的激波捕捉自适应网格方法.将流场计算网格与图像像素类比,以较粗的网格覆盖流场全域,在需要较高分辨率的激波区域将网格进行细分;将算法嵌入到流场求解器中,根据流场求解结果自适应地增加网格密度,反复迭代该过程,直至达到所需的网格分辨率.以某型飞机超音速流动为例,对算法进行验证.结果表明,采用该方法能够有效地捕捉到激波附近的流场信息并在激波区域进行加密,提高了激波的辨识度;在加密区和稀疏区之间的过渡区域,该方法生成的网格更光滑,过渡更平缓,能够有效避免畸形区域的产生.

容差条件下的模拟电路多故障诊断

针对容差模拟电路多故障诊断问题,提出了包括故障状态检测、故障粗糙集生成和故障元件定位的分步诊断方法。将有限测点的故障状态检测转化为容差约束下的线性规划问题;推导得到故障特征等式并生成故障粗糙集,证明了在容差条件下的故障特征等式中可选用标称参数电路的节点电压;对故障粗糙集中元件参数的偏差限值进行修正,对修正后的电路进行状态检测,实现故障元件定位,并估算故障参数偏差。仿真实例表明,该方法具有较高的诊断准确度和参数辨识精度。

弹载小卫星应急发射入轨方法设计与优化

针对大型卫星技术复杂、研制周期较长、成本过高的问题,以卫星应急发射、迅速组网为背景,提出利用现有型号弹道导弹,通过改造导弹的末修舱,加装高集成紧耦合小卫星,从而实现小卫星的机动发射入轨。在导弹动力学模型的基础上,建立弹载卫星机动发射优化模型,设计小卫星发射飞行程序角,并采用遗传算法对弹载卫星机动发射模型进行求解。仿真结果表明,通过改装导弹末修舱能实现小卫星的机动发射以及精准入轨。

基于迭代求解的容差模拟电路多参数故障诊断

该文研究容差条件下的非线性模拟电路多参数故障诊断问题,提出一种三阶段的故障诊断算法,实现故障元件的定位和参数估计。首先,假设非故障元件参数取标称值,通过矩阵方程迭代求解得到故障元件的参数近似值;然后,将故障隔离转化为容差约束下的线性规划问题求解,舍弃虚假解,得到真实故障集;最后,考虑非故障元件参数在容差范围内波动,采用线性规划方法对故障参数的近似值进行修正,得到容差条件下的故障元件参数取值范围。仿真实验验证算法的有效性,该算法适用于交/直流和非线性电路故障诊断,具有较高的诊断准确度和参数辨识准确度。

容差模拟电路参数故障诊断

针对测试点有限条件下的容差模拟电路参数故障诊断问题,该文提出一种状态检测、故障隔离和状态验证及参数辨识的分步诊断策略。将容差电路的故障状态检测转化为线性规划方程最优解的存在性判断;采用Woodbury公式推导出不同电流源激励下测点处电压增量比值,将其作为故障特征,并证明容差条件下的电路故障特征值与标称参数下的仿真值是相同的;通过修正规划方程中疑似故障参数的偏差限,验证前期诊断结论的正确性并计算故障元件参数。直流、交流和非线性电路实例验证该理论的正确性和方法的有效性。该方法操作简单、可行性高,适用于大规模模拟电路的故障诊断和故障参数辨识。

基于检测点伪谱法的飞行器再入轨迹优化

在滑翔式高超声速飞行器的再入轨迹优化过程中,针对相邻配点间违反飞行禁飞区约束的问题,提出一种基于自适应检测点的伪谱法。该方法根据最大容许误差,首先以双通道优化策略对离散子区间的个数和区间内的配点数进行自适应调整,再根据飞行禁飞区约束的强度进行检测点自适应设置,在配点和检测点上进行最优控制问题的离散,最后通过非线性规划得出结果。仿真结果表明,该算法计算效率和精度较高,且具有一定鲁棒性。

长航时导弹混合式惯导系统结构方案设计及优选

混合式惯导系统集平台式、捷联式惯导系统各自的优点于一体,打破了传统惯导的设计和使用思想,在长航时、大机动条件下的导航精度优势明显,为导弹武器射前快速自对准、中段误差修正、末段高精度导航提供了技术实现的可行性.混合式惯导系统可有多种结构方式,要实现混合式惯导系统在长航时导弹上的应用,首先就要解决其旋转结构的选型问题.本文从混合式惯导的基本概念和原理出发,对其上弹应用的多种旋转结构进行了方案设计;以其适用的自标定、自对准、旋转调制策略等为基础,开展了导弹武器发射前和飞行过程中高精度导航、误差修正等对惯导结构的需求论证,最终优选确定了能适应导弹武器使用剖面的最佳结构方案,且通过仿真验证了混合式惯导的优势所在.

中远程导弹惯性/星光组合导航关键技术及研究现状

惯性/星光组合导航技术具有全程自主可控和误差不随时间积累等特点,是中远程导弹自主导航领域研究的热点和难点问题,国内外研究众多,对此研究具有重要的理论意义和工程应用价值.针对惯性/星光的研究现状,本文对现有惯性/星光组合导航的技术原理进行了详细分析,对涉及到的大视场星敏感器技术、星图匹配技术、星光折射及连续修正等关键技术及研究现状进行了分析总结,并对惯性/星光在中远程导弹上应用的发展趋势和前景进行了展望.

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。