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。     

空地反辐射导弹命中精度分析研究

建立了空地反辐射导弹运动方程组 ,给出了被攻击目标雷达不关机和关机两种情况下导弹的控制信号 .在全弹道六自由度仿真的基础上 ,考虑被动雷达导引头测量误差、惯导系统误差等多种误差源 ,采用蒙特卡洛方法对空地反辐射导弹的命中精度进行了仿真 ,对仿真结果进行了分析     

空面反辐射导弹武器系统作战效能分析研究

在信息化战争中 ,反辐射导弹具有重要的作战地位。未来概念全新的反辐射导弹 ,实质上是一种远程精确打击巡航导弹 ,兼有诱骗、信息威慑和火力攻击等多重功能。本文分析了未来信息化战争的主要特点及世界反辐射导弹发展情况 ;建立了反辐射导弹武器系统作战效能数学模型 ,对武器系统效能的各评估要素进行了分析 ,并给出了结论。     

月球基地工程研究进展及展望

月球基地的建设是未来深空探境分析的基础上,结合已有研究成果,对其设计、建造理念和关键技术方案进行了总结,并对其未来发展方向进行了展望.最后,提出了适合未来月球基地建设的战略目标和建设思想.     

反辐射导弹综合对抗技术研究

根据反辐射导弹存在的固有缺陷,综合分析研究了对抗反辐射导弹的告警技术,反侦察技术和干扰技术的特点,概述了国外反辐射导弹对抗技术的发展状况,提出了综合运用上述对抗技术,采用取软硬杀伤的技术手段,提高我方C^3I系统雷达生存能力的技术途径。     

运载火箭上面级惯性与天文组合导航系统设计

针对运载火箭上面级惯性导航随时间累积而误差增大以至不能满足长时间工作要求的问题,对采用星敏感器和地球敏感器修正惯性导航误差的方案进行了研究。首先,导出了上面级常用坐标系定义和姿态转换矩阵。然后,根据惯性导航的误差传播特性、星敏感器测量方程和地球敏感器的模拟测量方程,给出了组合导航的状态方程和观测方程。最后,设计了基于Matlab/dSpace仿真平台的星敏感器在导航回路中的半物理仿真实验。实验结果表明,组合导航使惯性导航位置误差矢量和从1.1719×104m减小到1.0367×103m,速度误差矢量和从11.2827m/s减小到3.6626m/s,姿态误差从0.1°减小到5′,说明了该组合导航方案能够有效修正惯性导航时间累积误差,半实物仿真实验验证了惯性/天文组合导航方案的可行性与正确性。     

协调增益调度的重复使用助推器姿态控制设计

针对可重复使用助推飞行器在大攻角飞行过程中的耦合及干扰问题,提出了基于协调增益调度策略的姿态控制器设计方法。首先,忽略大攻角飞行时俯仰、偏航、滚转通道间潜在的耦合,建立了有别于小扰动线性化的各通道线性化模型,独立设计了各通道的增益调度控制器。然后,在单通道控制的基础上,说明了协调增益调度控制策略的思想。最后,设计了协调调度控制器用于消除通道间的交叉耦合。非线性实时仿真表明,该策略使攻角最大误差降低了1~2°,侧滑角跟踪精度提高了将近0.4°,满足可重复使用助推飞行器大攻角飞行时对系统性能指标的要求,同时控制策略的设计方法物理概念清晰,易于工程实现。     

水下运载器纵向轨迹自适应跟踪控制

针对强非线性、大俯仰角运动的水下运载器纵向运动轨迹跟踪问题提出了一类非线性自适应控制方案.首先,直接采用非线性运动模型,在控制器设计过程中引入饱和函数,通过麦克劳林展开公式避免了俯仰角为小角度的假设限制;其次,考虑到运载器非线性运动模型很难给出精确的数学描述并且实际运载器系统存在模型误差,采用在线自适应方法近似逼近其非线性模型;最后,利用Backstepping方法设计了非线性自适应控制器,并利用Lyapunov理论证明了控制系统的稳定性.半实物仿真结果表明:在考虑测量噪声和参数不确定性的情况下,该算法对给出的3种轨迹的跟踪误差均小于0.5m,俯仰舵偏均小于15°,俯仰力矩均在105 N.m量级.结果验证了本文提出的控制系统鲁棒性强,满足跟踪性能要求.     

基于椭圆轨道的绳系卫星伸展及释放过程仿真研究

采用拉格朗日方法建立了基于椭圆轨道的绳系卫星动力学模型，通过模型分析证明面内伸展运动是稳定的．选择匀速和指数型展开控制律对面内伸展运动进行了仿真．给出了子卫星释放后其轨道半长轴及偏心率的计算公式．计算结果表明利用系绳可实现于卫星的轨道机动．     

基于解析控制律的太阳帆星际转移轨道控制

太阳帆航天器可依靠反射太阳光子提供动力,因此较适用于远距离的星际转移任务.针对太阳帆航天器星际转移轨道控制问题,提出一种新的解析最优控制律,通过设定混合权重对各轨道根数进行联合控制.引入改进春分点轨道根数对解析控制律进行了优化推导,并以水星探测任务为背景进行了相应的仿真分析.仿真结果表明,该控制律计算速度较快,可对各个轨道根数进行联合控制,从而得到满足工程要求的太阳帆航天器星际转移轨道.