关于飞行器轨迹仿真算法的研究

通过数学分析建立了空间斜距离随时间变化的数学模型,在分析激光测距机测距误差的基础上,提出了建立初值、插值补点、剔除假点、数值滤波等的具体算法,最后根据某靶场动态飞行数据成功地进行了仿真试验.     

空间飞行器对接动力学的数值仿真研究

建立了有内导向瓣周边式对接机构的两空间飞行器对接过程中捕获阶段和缓冲阶段的对接动力学数学模型,进行了数值仿真。通过仿真计算可以验证缓冲系统的设计参数及对接策略。得到对接机构的相对位移和转角、缓冲系统的位移和转角、相互作用力等参数,从而可较全面地了解对接动力学过程,为缓冲系统的设计打下一个可信的基础。     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化

为提高高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题求解速度和精度,提出了一种将改进的麻雀智能优化同参数化设计相结合的再入轨迹方法。首先,通过Tent混沌映射和精英反向种群方法初始化种群,利用黄金正弦策略进行种群的位置更新,并通过余弦策略减少侦察者数量,采用贪婪策略对种群的最优解进行选择和更新,在增强算法全局搜索能力的同时,不影响收敛速度。然后,将高超声速再入轨迹优化问题转化为攻角剖面和倾侧角剖面的参数化设计问题,将路径约束转化为阻力加速度再入飞行走廊,保证再入过程中始终满足路径约束,利用罚函数法处理终端约束,从而使得飞行器精确命中目标。最后,采用改进的麻雀智能优化算法对设计参数进行寻优,使得目标函数最优。仿真实验表明：本研究所提出的改进麻雀算法相较于原始麻雀算法、鲸鱼算法和粒子群算法收敛速度快,得到的高超声速滑翔飞行器再入轨迹精度有了进一步的提高;蒙特卡洛仿真实验说明,本研究所提出的高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化算法具有一定的鲁棒性。     

高超声速飞行器单周期飞行轨迹优化研究

高超声速飞行器的初始质量和起始角度的大小对飞行器的飞行轨迹有较大影响, 也影响飞行器的其 它参数设计。针对飞行器的飞行情况将飞行轨迹划分为6 个状态, 并建立3 个模型进行分析, 然后使用改进的粒子 群算法, 分别对初始质量、起始角度和水平位移的关系进行了测试, 并参照测试结果对飞行轨迹进行了整体优化研 究。最后通过算例进行了测试和分析, 验证了该方法的合理性和有效性。     

柔性空间飞行器姿态动力学响应仿真的研究

将带有弹性附件的柔性空间飞行器模化为多体簇系统，考虑相邻体间相对运动为缓慢的实际特点，在忽略高阶非线性项的情况下，利用Ｄ’Ａｌｅｍｂｅｒｔ虚功原理，采用混合坐标的方法，建立了该多体簇系统的基本动力学方程。其中表示弹性附件的弹性变形的模态是约束模态，以上术方程为基础，采用状态空间求解方法，偏制了相应的动力学响应仿真程序；文章最后给出了仿真算例。     

再入飞行器的大机动轨迹实现

考虑了静不稳定再入飞行器的大机动轨迹的实现问题，利用不非线性系统的输出解耦方法设计了姿态稳定控制规律，并提出了一种带末端修正的比例导引控制律，上述两种控制律 中权组合控制方案实现了再入飞行器的大机动和精确攻击，给出的仿真结果证明了控制方案的有效性。     

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。     

飞行器负载仿真台速度反馈克服多余力矩的仿真研究

提出了速度反馈克服了飞行器负载仿真台的多余力矩方法，建立了负载仿真台两种速度反馈方式的数学模型，详细分析了这两种速度反馈克服多余力矩的特点，为设计高性能负载仿真台提供依据。     

挠性空间飞行器仿真装置的动力学与控制研究

用单轴气浮台和挠性梁分别模拟卫星本体和太阳帆板，推导了其动力学方程，采用惯性完整性准则进行了模态截断，给出了模态截断的动力学方程。用反作用飞轮作为控制执行机构，设计了控制器，进行了相关的计算机仿真。     

低升阻比飞行器月球返回再入轨迹特性分析

月球返回再入轨迹特性与低地球轨道再入轨迹特性具有鲜明的不同,为研究此问题,推导建立了再入问题的数学模型并进行了飞行仿真试验,然后对比分析了低升阻比飞行器月球返回再入的轨迹特性.仿真实验表明,再入角对纵程、热流和过载影响显著,较小的再入角能够改善热流和过载环境;倾侧角翻转对纵程、热流和过载均无明显影响,但对横程影响显著,为纵侧向解耦制导提供了依据;最大峰值热流总是出现在一次峰值过载之前,且随着再入速度减小呈明显减小趋势.据此,再入飞行器在初始下降段实现充分有效的减速后迅速跃出大气,可以改善热流环境.     

升力式再入飞行器再入轨迹优化分析

在充分调研分析国内外轨迹优化方法的基础上,选择直接法将升力式再入飞行器的再入轨迹优化问题转化成参数优化问题,而后采用序列二次规划法来解该参数优化问题,并采用C＋＋语言编写了优化算法,最后进行了再入飞行器的最大射程轨迹优化分析.仿真结果表明,采用本文所述的方法能够对升力式再入飞行器这一类轨迹优化问题进行优化分析,并具有较...     

基于Simulik的连杆机构的轨迹仿真

利用Simulik这种可视化仿真工具,建立模型机构后,只需要改变M文件中的特征值,即可得到不同连杆机构的轨迹仿真.     

爆胎车辆轨迹控制的仿真

为了解决高速公路爆胎车辆出现偏航的问题,进行了爆胎车辆轨迹控制的仿真研究。首先确定了爆胎车辆轨迹控制的评价指标,然后讨论了静态比例、积分、微分( proportion integration differentiation, PID)控制器对高速公路爆胎车辆轨迹的控制效果。由于在某一行驶车速下建立的静态 PID 控制器不能很好地控制行驶在其他车速下的爆胎车辆,因此,采用了增益可变 PID 控制器处理爆胎车辆的轨迹控制问题,其中变增益 PID 控制器的参数是事先针对不同的爆胎车速标定获得的。仿真实验结果表明：变增益 PID 控制方案应用于爆胎车辆轨迹控制,可在保证车辆稳定行驶的同时控制车辆的行驶轨迹,使其在出现较小的偏移后回到原路径。     

基于滑模控制的四旋翼飞行器鲁棒三维轨迹跟踪

近年来,无人自主飞行器在军事和民用的众多领域引起了人们的关注,而其轨迹跟踪任务一直是一个热门研究课题。本文提出了一种鲁棒滑模控制,用于控制四旋翼无人机在存在扰动和参数不确定的情况下进行三维轨迹跟踪。首先,建立了一个具有6个方位的四旋翼飞行器的非线性动力学模型。然后,设计了针对质量、惯性和刚度不确定因素的滑模控制器。通过在Matlab Simulink和Universal Mechanism软件系统中进行建模模拟,验证了控制器的三维跟踪效果。最后,使用Pelican四旋翼平台进行了进一步的实验验证,在水平和垂直轴上施加扰动以验证其鲁棒性。仿真和实物验证结果都表明,四旋翼飞行器对特定轨迹的跟踪效果和鲁棒性是令人满意的,证实了所提出的滑模控制算法的正确性和有效性。     

某飞行器的气动特性计算及仿真

为了研究飞行器在攻角范围为0°~15°时的气动特性,文中采用Gambit软件对飞行器进行物理建模,通过Fluent软件设置典型值对飞行器在某一马赫数和不同攻角下的气动力进行仿真计算,结果表明该飞行器的升力系数在攻角范围为0°~12°时逐渐变大,在攻角范围为12°~15°时减小;阻力系数和俯仰力矩系数随着攻角的增大逐渐增大.     

RBCC高超声速飞行器上升段轨迹快速优化

针对火箭基组合循环(RBCC)高超声速飞行器上升段轨迹设计所具有的动力系统工作模态复杂、推力与飞行状态存在强耦合、模型强非线性且存在多种复杂约束限制等典型特征,设计了一种基于序列凸优化的RBCC动力上升段轨迹快速优化方法。针对攻角控制系统是否存在二阶滞后情况,分别建立了适用于RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化的数学模型。基于凸优化理论对原优化模型进行凸化和离散化处理,进而设计了改进的轨迹优化求解策略。以末端机械能最大为优化指标,针对攻角控制系统存在/不存在二阶滞后的情况分别进行了上升段轨迹优化仿真。结果表明,所构建模型和轨迹优化方法可以快速、有效地完成RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化,优化结果符合RBCC动力系统工作特点,且可为RBCC动力运用和攻角控制系统设计提供参考。     

水电站生产过程仿真算法研究

针对水电站仿真培训系统的选型，在建立水电站生产过程数学模型的基础上，提出满足实时性要求的仿真算法。     

基于矢量观测确定飞行器姿态的算法综述

随着无陀螺飞行器的出现，关于矢量定姿算法的研究已引起重视。这方面的理论基础比较薄弱，有待解决的问题还很多，为给今后的研究工作提供有用的参考，按照确定性算法与状态估计法的分类原则，介绍近几十年来国外研究者在矢量定姿算法研究方面所取得的主要研究成果，阐述典型算法的基本思想及其发展状况，并进行比较分析。结合航天科技发展现状及趋势，特别指出了无陀螺矢量定姿法研究的重要现实意义：不仅为促进小型（无陀螺）飞行器的发展奠定了理论基础，而且为延长载有陀螺飞行器的寿命提供一个新的解决思路。