基于时间最短的SGKW共面打击轨道优化设计

天基对地打击动能武器(SGKW)用于从太空对地面高价值战略目标进行快速、准确的打击。针对最短打击时间要求,研究了SGKW共面打击轨道的优化设计方法。首先建立了SGKW的无量纲化平面运动模型,然后利用庞特里亚金极大值原理将时间最短共面打击轨道的最优控制问题转化为两点边值问题。由于约束条件中存在优化参数,一种基于"遗传算法 序列二次规划"的组合优化算法被用于求解未知参数。仿真结果验证了上述方法的有效性。     

天基对地打击动能武器最大横程分析

天基对地打击动能武器(SCKW)用于从太空对地面高价值战略目标进行快速、准确的打击.针对最大横程要求,研究了SGKW打击轨道的优化设计方法.首先建立了SGKW的无量纲化空间运动模型,然后利用庞特里亚金极大值原理将横程最大打击轨道的最优控制问题转化为两点边值问题.由于约束条件中存在优化参数,一种基于"遗传算法+序列二次规划"的组合优化算法被用于求解未知参数.仿真结果验证了上述方法的有效性.最后,对SGKW的打击覆盖范围也进行了简要分析.     

伪谱法在SGKW轨道快速优化中的应用

天基对地打击动能武器(SGKW)用于从太空对地面高价值战略目标进行快速、准确的打击.针对作战实时性要求,探讨了基于伪谱法的SGKW轨道快速优化技术,该方法的实质是将最优控制问题转化为非线性规划问题.为了提高优化计算的快速性,提出了轨道分段生成的策略,即首先根据参考配点获得满足落点要求的再入点参数,再将求得的再入点参数作为终端约束并运用序列二次规划算法对过渡段进行优化.仿真结果验证了上述方案的有效性.     

小推力地球卫星圆轨道同轨调相设计方法研究

在研究小推力地球卫星圆轨道同轨调相任务设计问题的基础上,提出了一种半解析调相参数分析方法,并据此发展了一种高效的精确设计方法.首先,根据推力方向对卫星相位角的影响规律,采用推力方向假设和轨道平均技术推导了调相轨道参数满足的函数关系,通过微分修正可快速获得调相轨道的关键参数;然后,基于摄动轨道动力学模型,通过对控制量进行离散化建立了复杂约束条件下的燃料最省调相轨道设计模型,并以初始分析结果为初值,采用序列二次规划算法进行求解;最后,以地球同步轨道调相任务为例对所提方法进行了数值验证.数值仿真结果表明:提出的初始分析方法可为调相轨道设计提供合理的初值猜测,发展的鲁棒设计方法可有效用于摄动模型复杂约束下的小推力调相轨道设计.     

从地球到日-火系平动点轨道的转移

平动点轨道特殊的空间位置及动力学特征,使其在深空探测中具有重要的应用。以日-火系平动点轨道(Lissajous与Halo轨道)任务为目标,结合平动点轨道的不变流形理论,研究了小推力转移问题。首先给出了圆型限制性三体动力学模型下平动点附近不变流形(稳定和不稳定流形)高阶分析解以及相应的计算实例。接着以流形分析解为基础,建立了初始小推力轨道优化模型,并利用改进的协作进化算法求解初始小推力轨道。最后将初始轨道离散,采用多点打靶法将最优控制问题转化为参数优化问题,并用序列二次规划方法(SQP)求解。仿真结果证明轨道设计方法的有效性。     

深空机动对运载火箭发射火星探测轨道研究

为解决长征(LM)运载火箭发射火星探测器转移轨道时，因低温入轨级最长允许滑行时间及测控限制，有效发射日期窗口亟需拓展的问题，采用主矢量理论结合序列二次规划算法(SQP)，研究了探测器深空机动(DSM)对优化运载火箭发射火星转移轨道的作用。在发射直接转移火星探测轨道算法基础上，重点研究了包含引力影响球(SOI)内近地及近火飞行段后，采用主矢量获取深空机动最优猜测初值的分析算法，通过直接使用探测器近火点目标轨道参数优化运载火箭发射轨道，研究对比不同优化目标及设计约束下深空机动的分析结果，证实深空机动对降低转移轨道总发射能量需求、拓展发射日期窗口的高效性；该算法已应用于工程设计。     

地月空间NRHO与DRO在月球探测中的应用研究

针对地月系统三体问题低能往返轨道转移在月球探测中的应用研究，结合天体借力飞行技术与混合优化技术，系统分析了不同目标轨道与借力方位对任务飞行时间与燃料消耗等关键参数的影响，给出了往返轨道设计初值的选择策略。针对轨道设计初值猜想问题，首先采用遗传算法与二体Lambert转移快速确定轨迹拼接点初值。在同时考虑近月点与近地点多约束条件下，基于序列二次规划算法与多重打靶法进一步对燃料最优的地月往返轨道进行研究，并推导了约束方程解析梯度提高设计效率。最后分析近月点高度、不同目标轨道的转移时间与燃耗变化特性，对于考虑月球借力的地月空间轨道往返转移设计及参数选取具有重要的参考价值。     

一种小推力航天器变轨优化方法

针对连续小推力航天器在轨道转移及制导控制过程中,传统方法需优化大量参数,且无法保证得到近优解的问题,提出一种新的轨道转移和规划算法.该算法将电推进式小推力卫星模型的变轨过程转化为最优控制中两点边值问题,引入混合遗传算法,实现了小推力航天器由低轨向高轨的飞行轨道规划及优化,并在开源的科学工程计算软件SCILAB6.0.1...     

考虑轨道摄动影响的多冲量交会规划方法研究

当交会时间较长时需要在轨道规划中考虑摄动的影响,本文基于虚拟瞄准点的思想,研究了考虑轨道摄动情况下的固定时间拦截问题求解方法,并提出了考虑轨道摄动影响的多冲量交会规划方法.通过仿真算例验证了算法的有效性,并对基于二体模型和考虑摄动的规划结果进行了对比.     

基于伪光谱方法的月球软着陆轨道快速优化

为了满足探月器软着陆过程中轨道实时生成的要求,研究了伪光谱方法在月球软着陆轨道优化设计中的应用。在模型处理方面,根据月球软着陆轨道的特征和优化算法的特点,对探月器软着陆轨道状态方程进行了合理的简化和转化处理,使其更适合优化数值算法求解。在算法方面,使用伪光谱方法将软着陆轨道优化问题转化为一个约束参数优化问题,并采用乘子法处理约束条件,采用变尺度法求解处理后的参数优化问题。最后,对基于伪光谱方法的月球软着陆轨道优化进行了数值仿真计算,并用极小值原理验证了仿真所得的轨道是最优轨道。结果表明,该优化处理方法具有收敛速度快、对初始控制量不敏感、鲁棒性强等优点。     

弹道变轨对冲压动力反舰导弹的影响

反舰导弹防御技术的发展使反舰导弹已面临新的挑战,迫切需要通过隐身技术、变轨技术、电磁对抗和超声速飞行等技术来提高突防和打击效能,而变轨技术和超声速飞行直接与冲压动力装置相关。在论述变轨技术的基础上对冲压动力约束问题进行了对比分析,讨论了不同参数的影响和动力装置的限制因素。     

基于决策树的多防御方目标攻防决策

针对多方对抗博弈问题的复杂性和多样性,提出了利用决策树思想对多防御方的目标攻防问题的策略进行决策树分类,再利用决策树分类模型对多防御方的目标攻防问题的攻防策略进行快速决策。首先,对多防御方目标攻防问题利用决策树ID3算法以攻防双方的策略作为类别属性进行分类,得到多防御方目标攻防问题的决策树模型;然后,对多方对抗中的攻击方,基于距离的威胁权重函数得到攻击方的轨迹;最后,得到防御方的协同合作策略,并进行了仿真验证。     

基于Legendre伪谱法的固体运载火箭轨迹优化研究

Legendre法则是一种高阶积分近似法则,用较大积分步长得到较高精度。以结点伪谱法处理不连续问题后,可以把一个无限维的动态最优控制问题转化为有限维的静态优化问题,大大降低了问题复杂性。将其应用于轨迹优化,力求使其成为一种求轨迹优化问题的通用算法。以三级固体运载火箭为例,在惯性直角坐标系中建立动力学模型,给出轨迹优化模型。轨迹优化算例结果验证了Legendre伪谱法在弹道时间和精度优化的正确性和有效性。     

三维弹道有理Bezier曲线造型与优化方法

为有效克服传统弹道优化方法解的收敛性和最优性受搜索算法、初始猜测等影响大的问题,提出了基于有理Bezier曲线的三维弹道造型与优化计算方法。根据边界条件用光滑且只含少量造型变量的有理Bezier曲线形成待优化三维造型弹道,采用逆动力学方法计算造型弹道倾角、弹道角速度和法向加速度等,结合弹道其它动力学方程和约束计算造型弹道性能指标,通过对弹道造型变量寻优得到最优弹道。这种方法将无限维弹道优化问题转换为对很少造型变量的参数优化问题, 而且得到的最优弹道完全光滑可飞。与间接法相比,无需求解两点边值问题使用方便、鲁棒性强;与直接法相比,不需要对动力学方程离散化、寻优变量少、求解收敛性好,而且解的全局最优性和光滑性更高。仿真结果及与自适应伪谱法的比较校验了方法的实用性和有效性。     

基于卫星观测数据的弹道导弹初始状态估计

利用卫星探测数据对大气层外飞行的弹道导弹弹道进行估计。在极大似然估计中,由于卫星探测导弹运动的可观测性较差,使初始点估计变得十分病态,传统的Gauss Newton迭代算法不再适用,而采用较为复杂Levenberg Marquardt算法,分别对单颗卫星和两颗卫星的情况进行了Monte Carlo仿真,得到了各自的归一化残差测量误差(代价函数),结果表明该算法有效。     

基于序列近似优化算法的固体运载火箭弹道设计

采用打靶法研究固体运载火箭弹道优化设计问题。针对打靶法中智能优化算法效率、优化问题中约束条件提法等方面的不足,引入序列近似优化算法,提出算法中径向基函数高斯核宽度的高效确定方法。数值仿真实验表明,提出的方法可在基本不带来计算量增加的前提下,显著提高代理模型精度,使序列近似优化算法得到改进,提高优化效率。设计固体运载火箭飞行程序。建立弹道优化设计问题数学模型,并将模型中相关等式约束合理转化为不等式约束,降低优化问题求解难度;基于改进后的序列近似优化算法完成某固体运载火箭弹道优化,原始计算模型调用308次之后便搜索到最优解,较传统智能优化算法显著提高了优化效率,优化方案末助推级液体推进剂消耗比原方案减少25.7%。     

地月低能转移轨道设计方法研究

研究地月低能转移轨道的设计方法。这种低能转移轨道利用了弱稳定边界理论，通过太阳的引力摄动，使得探测器能够不经过减速就被月球俘获。与经典的霍曼转移相比，低能转移轨道呵节省约140m／s的速度脉冲。由于设计是基于叫体问题模型进行的，问题具有很强的非线性特性，寻找满足约束条件的转移轨道变得非常困难。常用的两点边值问题的解法在这里都失效。本文在研究地月低能转移轨道特忡的基础上，对一般地月转移轨道搜索的变步长爬山法进行改进，用来设计地月低能转移轨道。仿真结果验证了该方法的有效性。