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...     

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。     

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。     

升力式再入飞行器末端能量管理方法

以第二代升力式再入飞行器为应用背景,对飞行器再入飞行后的末端能量管理方法进行了深入的研究和分析.在参考航天飞机末端能量管理方法的基础上,分析了TAEM段轨迹参数,优化设计了TAEM段地面轨迹和高度剖面,并进行了纵向和侧向制导律设计.仿真结果表明本文设计的TAEM飞行轨迹满足飞行约束条件,制导方法具有较高的精度和适应性,能满足第二代升力式再入飞行器末端能量管理要求.     

升力式再入飞行器覆盖范围计算分析

将升力式再入飞行器的覆盖范围生成问题转化成满足再入约束条件下的最大纵程、最小纵程、最大横程以及一定纵程下最大横程的轨迹优化问题,采用序列梯度-修复算法来解这一系列的轨迹优化问题,最后进行了仿真分析.仿真结果表明:本文采用的方法合理可行,升力式再入飞行器的覆盖范围为一个左右不对称的扇形区域.     

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.     

基于空间系绳系统辅助返回的再入条件计算分析

主要针对空间系绳系统辅助返回的大气层再入条件进行了计算及相关影响因素的分析。首先描述了系绳辅助返回过程,再次建立了系统在轨道坐标系下的动力学模型、舱体回摆模型,给出了再入条件的计算过程。分析了不同轨道高度下绳长、最大偏离角、系绳质量、切断角对再入条件的影响以及满足再入条件下,不同轨道高度下的绳长范围。基于以上分析,给出了再入速度与轨道高度和绳长、最大偏离角与绳长、再入角与最大偏离角和绳长的解析表达式,给出了再入条件与绳长的二阶关系表达式,并进行了验证。该研究为今后利用系绳系统来实现辅助返回的相关参数的选择提供了一定的参考,为空间系绳系统辅助返回技术的研究提供了重要的理论依据。     

升力式再入飞行器全程三维自主制导方法

为增强升力式再入飞行器任务的灵活性,减少射前准备,实现快速发射和精确打击,研究一种升力式再入飞行器全程三维自主制导方法.首先,再入段制导提出通过再入走廊上下边界内插得到阻力加速度剖面,倾侧角采用两次反转的设计方法,通过调节阻力加速度剖面的内插值系数和倾侧角的反转点来满足约束和精度的要求;然后,下压段仅依靠飞行器当前信息和目标点位置采用比例导引的形式来设计导引律,并通过对导引系数的实时更新实现以一定的弹道倾角对目标的精度打击;最后通过对再入段和下压段衔接点处控制指令的平滑过渡,得到全程三维自主制导方法.蒙特卡洛打靶仿真结果表明,该制导方法能够导引飞行器在满足再入约束的情况下以规定的弹道倾角对目标实施精确打击,其中打击偏差小于10 m,弹道倾角偏差小于1.3°.     

变质心再入飞行器螺旋机动指令设计及分析

文章以三通道稳定的再入飞行器为具体研究对象,在建立起二维变质心动力学方程的基础上,通过分析飞行器螺旋运动的特点,确定了该运动模式下质量块的运动方式,将质量块的位移变化规律作为控制指令输入到变质心再入飞行器的动力学方程中,最终可以仿真出变质心飞行器机动飞行的范围与控制指令间的关系,并最终得到了质量块移动频率和行程与弹道螺旋半径关系的研究结论。     

改进的探月返回飞船再入数值预测校正制导方法

为减少探月返回飞船再入数值预测校正制导方法在跳跃段倾侧角的偏转频率、实现过载的有效抑制,采用搜索跳跃段的倾侧角偏转能量点和末段阻力加速度反馈补偿的方法,提出了改进的数值预测校正制导方法.首先,用割线法搜索倾侧角偏转能量点,使得飞船在跳跃段只进行一次偏转即可实现落点精度要求;然后,根据指数大气假设,得到阻力加速度的导数,并根据过载约束定义参考阻力加速度;最后,采用阻力加速度及其导数与参考阻力加速度及其导数的误差对倾侧角的大小进行反馈补偿,抑制末段轨迹的过载.实验结果表明,该方法倾侧角偏转次数少,过载抑制能力强,鲁棒性好,能够有效解决现有方法存在的跳跃段倾侧角偏转频率高,末段过载抑制能力差的问题.     

轮式月面巡视探测器月面牵引性能的预测

通过室内土槽试验和颗粒流数值仿真相结合的方法对轮式月面巡视探测器的轮土交互作用、车轮的牵引特性和轮下土壤变形和破坏进行了深入探讨。以吉林省火山喷发物为原料进行了模拟月壤的配制。设计并制造了深空探测车车轮牵引特性试验台并进行了不同轮齿构型车轮的牵引特性试验,获得了基础性的试验数据。考虑月壤结构松散、颗粒细小、流动性强的离散特征,采用颗粒流法分析了地面重力场下探测车轮下模拟月壤的扰动破坏、土体内接触力的分布、颗粒速度矢量的变化,获得的车轮牵引特性参数与土槽试验数据进行了对比,进一步对车轮在月面环境下的牵引性能做出了预测。     

低重力补偿下六轮独立驱动月球车的运动分析

为了在地球上模拟月球表面的低重力环境,需要对月球车进行重力补偿.提出了吊丝式双天车结构的重力补偿方案,确定了月球车在崎岖路面上行进的质心域,分析了低重力下吊丝倾角和质心变化对车轮垂直载荷的影响,绘制了车轮垂直载荷的仿真曲线,完成了低重力补偿下月球车的运动分析.研究结果表明,吊丝倾角越小,月球车的质心变化域越小,则因低重力补偿引起的月球车运动波动越小.该研究为月球车低重力实验环境的建立、月球车移动子系统的功能测试和可靠性实验奠定了理论基础.     

基于刚柔耦合模型的月球车振动特性仿真

为了分析月球车在月表环境下的振动特性,将其作为一个刚柔耦合多体系统,基于三维实体造型和多体动力学分析软件建立了刚柔耦合动力学模型。根据美国国家航空航天局的研究,建立了月球表面位移功率谱数学模型,结合谐波叠加法获得了月表不平度。以六轮月球车样机JLUIV-6为研究对象,通过典型越障工况试验验证了所建模型的可靠性。以月面不平度作为振动激励对所建立的动力学模型进行了仿真,分析了月球车车体的振动响应及振动加速度幅频特性。结果表明,月球车在0.8～1.8Hz处存在明显的共振区域,为月球车系统设计及优化提供了依据。     

重力不同引起的载人月球车操纵差异分析

为分析月球与地球重力差异对驾驶员所带来的操纵影响,推导了载人月球车操纵动力学方程.基于径向基神经网络和间接逆模型的训练方法,建立以行驶轨迹为输入、驾驶员操纵转角为输出的载人月球车操纵动力学逆系统.采用两种不同类型的间接对比形式,包括地球重力条件下重复月面行驶的轨迹路线和月球重力条件下重复地面行驶的轨迹路线.将正弦函数和斜坡阶越函数作为驾驶员操纵输入,获得月球或地球重力条件下的行驶轨迹,并利用逆系统求解得到不同重力条件下行驶相同轨迹时驾驶员的操纵转角.结果表明,驾驶员在月球重力条件下需要做出更大的操纵转向角度、更快的操纵转向速度、更高的操纵转向变换频率,并且在月球重力条件下更不容易重复地球重力条件下的相同行驶轨迹.这说明载人月球车在月球重力条件下的操纵性能较差.     

基于可学习EKF的高超声速飞行器航迹估计

临近空间高超声速目标因具有高速、大机动、全球到达的特点,已成为国防安全的一类新型威胁.此类目标具有非惯性的航迹形式、并可进行复杂的策略性机动,给其航迹估计带来了新的挑战.为应对目标的机动特性,提升航迹估计性能,将循环神经网络与扩展卡尔曼滤波深度嵌合,提出了基于可学习扩展卡尔曼滤波的航迹估计方法.首先,通过分析目标机动特性,建立了参数化的目标机动模型.然后,考虑目标复杂机动特性对航迹估计造成的影响,将循环神经网络与扩展卡尔曼滤波深度嵌合,提出了可学习扩展卡尔曼滤波方法.通过使用已有航迹数据进行训练,所嵌入的两个循环神经网络,可发现目标机动的隐含规律,并对目标复杂机动所引起参数与模型不确定性的进行在线识别与动态补偿.最后,以某临近空间高超声速目标的航迹估计为例,选取典型机动场景,对所提出方法与EKF、AEKF等传统方法进行了对比分析. 分析结果表明,所提出的可学习扩展卡尔曼滤波方法可有效应对目标复杂的机动,具有比EKF、AEKF方法更高的估计精度和更优的估计动态性能.     

月球探测车车轮数目的选取

为合理确定月球探测车车轮数目,借助地面力学的相关知识,考虑到车轮行驶时的沙土回弹沉陷量,建立了车轮前进与转弯时的轮地接触模型,进而推导了单个车轮的前进总阻力矩、转弯总阻力矩以及驱动力矩计算表达式。在一定范围轮宽与轮径条件下,得到了单轮驱动力矩、前进阻力矩和转向阻力矩与沉陷量之间的关系曲线。通过分析找到使车轮驱动效率较大的沉陷量区间。以此为基础,给出了合理选择车轮数目的操作流程图,并比较了不同轮数探测车的优缺点,可为全面合理确定车轮数提供参考。     

Kinematic modeling and analysis of novel eight-wheel lunar rover

A new kind of eight-wheel lunar rover is developed, which is a complex closed-chain system and has good capabilities of climbing slope, surmounting obstacles and adapting to uneven terrain. In this paper, the mechanical structure of the novel eight-wheel lunar rover is introduced, forward and inverse kinematic models of the rover are established according to the closed-chain coordinate transformation and instantaneous coincidence coordinate. Based on structural characteristics, its kinetic characteristics are analyzed. Wheel slippages are separated and calculated, and a method for closed-loop control modification using wheel slip estimation during the model establishment is proposed. The results can be applied to the motion control of lunar rover.     

低温对车辆燃油消耗的影响规律

以世界银行HDM Ⅲ模型体系中的车辆油耗模型为基础,通过车辆在不同路况和低温条件下的油耗试验,建立了适合我国寒冷地区道路交通状况的低温油耗模型。为HDM Ⅲ油耗模型在我国寒冷地区的应用提供了修正依据和方法。