结合遗传算法和优化Q-law算法的小推力轨道转移

提出了一种将遗传算法和优化的Q-law算法相结合的新轨道转移算法.为了合理利用能源,文中引入相对推进效率作为是否施加推力的门限.遗传算法用于搜索最短时间的优化轨道转移路径,将轨迹优化问题转化成有约束的参数优化问题,从而避免了两点边值求解难题.在轨道转移末端,为了提高目标转移精度并避免高频振荡,文中采用了结合模糊逻辑的优化Q-law算法.针对某一卫星轨道转移进行了数字仿真.结果表明,本文算法能够在实现最优时间轨道转移的同时,兼顾能源的消耗,并提高轨道转移精度.     

航天飞机最优交会轨道及其控制

本文在文[2]、[4]的基础上,研究了最优交会轨道,导出了在推力作用下最优交会轨道的解析表达式;并对最优交会轨道和最优控制规律作了数值计算,求得了最优解。结果表明,对于目标航天器绕圆形轨道运行的情况,要求最优空间交会轨道和最省燃料的控制规律,此法有较好的实用价值。     

登月软着陆轨道优化方法

针对登月软着陆问题,研究了无冲击的着陆轨道优化方法,阐述了极小值原理、蚁群算法、遗传算法和高斯伪谱法等算法用于登月软着陆轨道优化的思路。以极小值原理为例,采用燃料最优的性能指标,对登月软着陆轨道优化问题进行建模和求解。     

用最优轨迹分析法研究战斗机的敏捷性

利用最优轨迹分析法确定战斗机的敏捷性，并将最优控制问题转换为参数优化问题，由非线性数学规划理论解出参数变化规律。从典型示例飞机分析了不同迎角限制和推力下的控制策略及对功能敏捷性的影响。仿真结果表明，在转弯过程中适当放宽迎角限制和增加推力都能增大转弯速率，缩短转弯时间，从而改善飞机的功能敏捷性。     

基于深度神经网络的变比冲小推力交会实时最优控制（英文）

针对燃料最优交会问题,提出了一种基于深度神经网络的实时控制方法。首先,发展了面向燃料最优交会问题的轨迹反向生成方法,该方法基于现有的反向生成思想进行二分法迭代,以满足反向积分的两个截止条件。然后,构造了一种适用于变比冲模型的深度神经网络结构,并将网络的输出控制分为推力输出和比冲输出。提出了先学习最优比冲,然后根据比冲的实际上下限约束对其进行限制以获得比冲输出的方法。进一步,通过设计增强容错深度神经网络以提高交会任务末端接近段的鲁棒性。最后,通过对地球至阿波菲斯小行星和地球至火星的任务仿真,验证了所提方法的有效性和高效性。     

民航机综合飞行性能管理的能量状态方法(英文)

用质点能量状态近似法来研究飞机综合飞行性能管理技求.首先介绍了飞行性能优化的原理和算法,然后讨论了综合飞行轨迹/速度控制系统——总能量控制系统(TECS),并分析与设计了最优轨迹制导算法,它将性能优化结果直接与总能量控制系统联系在一起,形成综合飞 行性能管理系统.对某型运输机模型的设计与仿真结果证明了该系统所获得的满意性能。     

基于反馈线性化的可重复使用运载器上升段闭环制导

可重复使用运载器上升段轨迹跟踪是通过姿态跟踪间接实现的,采用开环制导方式,气动或者推力的不确定性可能会导致轨迹末端高度偏差较大,因此研究一种合适的闭环制导方式是非常必要的.本文采用基于输入输出反馈线性化的技术设计上升段标准轨道的跟踪方法,结合上升段飞行特点,动力爬升段和无动力爬升段分别通过反馈线性化技术将高度转化成与俯仰角和迎角的线性关系,然后通过线性系统技术设计闭环制导律,易于工程实现.非线性仿真结果表明,设计的制导策略能很好地实现轨迹跟踪.     

双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟

对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究，分析了在有无推力矢量情况下，双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明，在无推力矢量状态下，双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数，分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下，双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数，其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4时，推力矢量角为14.6°，推力系数为0.95。随着二次流流量的增加，双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加，但是当增加到一定值之后，推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下，随着主喷管落压比的增加，推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加，双喉道喷管的推力系数逐渐升高，在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大，但是在NPR=4.0以后，流量系数的变化趋于稳定。     

大型运载火箭的推进剂液体控制问题

引言发射同步卫星的运载火箭常要求在停候轨道上滑行一段时间,然后再起动发动机将其推进到转移轨道。滑行期间貯箱内推进剂液体处于“失重”状态,液气界面的稳定性很差,在外界干扰作用下推进剂液体很容易离开原来位置.这种状态对于运载火箭重心控制、发动机再起动和排气系统工作都是很不利的.所以,如何保证滑行期间推进剂液体在所需要位置是运载火箭设计的基本问题之一。推进剂液体的控制方法很多,大型运载火箭常用的方法有连续正推火箭、间断正推火箭和蓄留器。连续正推火箭法的原理是利用正推火箭推力产生的低重力环境,使推进剂液     

月球返回舱跳跃再入弹道特性分析与优化设计

对月球返回舱跳跃再入大气层的初始再入段弹道特性与过载约束下轨迹优化问题进行了分析。首先介绍了跳跃再入的基本概念与优点,对不同再入角、不同升阻比情况下初始再入段的弹道特性进行了分析。然后采用庞特里亚金极大值原理以总吸热量最小为优化目标,对过载约束下再入轨道的初始再入段进行了优化设计,给出了升力系数的最优表达式。仿真研究表明,该方法能有效地降低飞行过程中的过载。     

试飞科目的最优排序问题研究

以试飞科目间总的过渡耗油、耗时最省为性能指标，在建立过渡耗油、耗时计算数学模型的基础上，应用“旅行推销员”问题的ＥＡＳＴＭＡＮ解法及最近相邻点启发性解法两种方法对试飞科目的最优排序问题进行了研究。分析了两种方法的适用范围及限制条件，ＥＡＳＴＭＡＮ解法适用于起点和终点为同一科目的问题，最近相邻点启发性解法则是一种适用于开环问题的工程解法。仿真结果表明，通过合理安排试飞科目次序，可节省试飞耗油，耗时，     

航天飞机气动力辅助异面轨道变换

本文研究了以气动力作为辅助动力,实现异面圆轨道的最优变换。以目标轨道面倾角最大为优化性能指标,获得了升力和滚转角的最优控制规律。文中提出了优化问题的一种参数搜寻方法,有利于问题的求解。文末对结果作了分析,讨论,并就有关的多种变换模态作了分析、对比,表明在一定条件下,气动力辅助变换有明显的优越性。     

最优PWM开关角的在线计算

最优PWM脉宽调制是逆变器控制的一种常用方案,但是由于最优PWM开关角计算的复杂性。一般都是离线计算最优开关角,用开关点预置的方法进行控制。十分不利于在线的电压调节。文中介绍了一种最优PWM开关角的在线计算方法。即利用神经网络的非线性逼近能力。对离线求解的最优PWM开关角样本点进行辨识拟合,从而得到最优PWM开关角对基波电压传输比的函数,用于实时计算。为利用最优PWM控制逆变器进行在线调压做好了准备。另外,还提出了一种简便的三相最优PWM开关角排序方法。解决了最优PWM开关角的在线排序问题。本算法在DSP实验平台上进行了实验验证,证明了算法的可行性。     

轻质点阵主动冷却壁板热流固耦合响应分析

提出一类以点阵材料为夹芯的新型轻质主动冷却壁板,研究了Ma=6条件下的该壁板的流固耦合传热性能及热结构响应性能,并从热防护、热强度和轻量化等几个方面与槽道式主动冷却结构进行了综合比较。采用三维流固耦合共轭传热数值计算方法,考虑了几种典型的点阵夹层结构与冷却液动态换热过程的相互影响,分析中考虑了碳氢燃料与合金材料热物理性质随温度的变化以及湍流换热,求解获得了流体与结构的三维瞬态温度场,并通过顺序耦合求解获得了结构的应力场。计算结果表明,在相同的热环境下,高孔隙率的轻质点阵夹层结构的流固界面换热性能远高于槽道式主动冷却结构,因此结构的最高温度也较低,同时应力集中问题也有所缓解。通过对不同构型的点阵夹层结构的比较发现,胞元构型对其传热性能和结构应力应变有显著的影响。     

压电结构的控制-结构一体化设计

对于离散分布、同位配置压电片驱动器和传感器的压电耦合板，首先构造了四节点 Ｋｉｒｃｈｈｏｆｆ矩形板弯单元，从而建立了有限元模型。在此基础上，给出了主动阻尼振动控制模型。将系统的存留能量指标归结为一个 Ｌｙａｐｕｎｏｖ 方程的解。以系统的存留能量指标为适应度函数，以作动器和传感器的位置及控制增益为优化参数，利用基于共享函数机制小生境技术的遗传算法进行结构、控制设计。最后，对一悬臂压电耦合板进行了实例分析。结果表明，该方法是解决控制结构一体化设计的一种有效途径，可以得到多个最优解或次优解。     

燃烧室高温燃油的密度变化特性及控制方法研究

针对燃烧室主动冷却通道高温燃油的密度变化特性进行了分析,给出了燃油温度和压力等参数的测量系统设计方法,利用能量守恒和等熵关系式设计了能够适应燃油密度大幅度变化的喷注压力调控方案。为确定燃油密度变化对调控方案的影响,在直连式燃烧试验平台开展了燃油喷注压力调控试验,试验过程中燃油测控系统工作正常,燃油喷注压力和密度大幅度变化过程与计算结果吻合较好,验证了高温燃油密度计算方法和测控方法的有效性。     

基于封闭空间辐射模态的结构声有源控制(英文)

从辐射模态角度来研究封闭空间结构声的有源控制同题.导出了耦合封闭空间内的辐射模态,将封闭空间内的声势能解耦分解成互不影响的独立项,每项由一阶辐射模态单独形成;提出了以前G阶辐射模态的声势能作为控制目标的有源控制策略;给出了控制力的最优控制模型.对长方体封闭空间内结构声的有源控制仿真表明:一个控制力可以控制一阶辐射模态的声势能,而4个控制力控制前4阶辐射模态可以有效抑制低频范围内的声势能.     

航天飞机再入大气层最优轨迹

本文研究航天飞机再人大气层最小气动加热的最优轨迹。文中考虑了地球自转的影响和气动加热、动压、过载对再入飞行的限制。在地心非惯性坐标系中,采用球面速度坐标系建立运动方程。再入点的运动参数是在惯性计算系中给出的,故地心非惯性系的再入参数是经过惯性计算系到非惯性计算系的转换而获得的。文中最优轨迹的性能指标采用气动加热量的最小值,最优轨迹的求解方法采用非线性规划法,即将控制变量参数化,把泛函的极值问题转变成函数的极值问题进行求解,因而可以利用函数优化方法的标准程序进行计算。本文在性能指标中引进了罚函数,并采用Powell方法求解无约束的最优化问题。文中进一步用运动参数描述控制变量,这不但便于初值的选择,而且还便于考虑一些参数变化规律的要求。本方法使用方便,计算结果稳定可靠。