基于有限元法的弹上扰动引力快速计算

基于点质量法提供的有限个特征点弹上扰动引力计算值,研究了用有限元数值逼近法实现扰动引力快速计算,用仿真分析有限元的空域选择和单元划分对逼近精度和计算速度的影响.结果表明:有限元法可快速精确可靠地逼近导弹弹道扰动引力,提高射击精度.     

弹道导弹主动段扰动引力的一种逼近算法

弹道导弹扰动引力的计算量非常大,目前的弹载计算机因计算速度限制,是不可能实现计算的,必须采用快速的扰动引力逼近算法。针对地面司托克斯积分方法等方法计算扰动引力的不足,提出了利用重力线求解重力的一种方法,并用该方法计算标准弹道附近的扰动引力,作为实际弹道扰动引力的逼近准备数据。给出了弹道主动段扰动引力的BP-神经网络逼近算法,并通过算例证明扰动引力的神经网络逼近是可行的。     

自由段弹道扰动引力计算的球谐函数极点变换

为提高弹道导弹自由段扰动引力赋值速度,提出了自由段扰动引力计算的球谐函数极点变换一般方法。重点针对轨道动量矩与天球交点为极点及主动段关机点为极点两种情况,推导了考虑侧向偏差和地球旋转修正的扰动引力计算的球谐函数极点变换模型。仿真分析表明:从落点偏差来看,前者扰动引力计算相对误差为1.89%,后者为6.07%,满足诸元和制导精度要求。     

扰动引力的神经网络逼近算法

弹道导弹扰动引力的计算量非常大,在目前的弹载计算机上进行计算是不可能实现的,必须采用快速的扰动引力逼近算法。提出了扰动引力的BP-神经网络逼近算法,分析了该算法的逼近效果以及弹上计算实现的可能性。通过算例证明扰动引力的神经网络逼近是可行的。     

考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法研究

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因素计算在与该速度增量等效的连续推力作用下空间飞行器的实际位置,利用实际位置与目标位置的偏差构造虚拟目标点,通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令,空间飞行器接收并执行该指令进行轨道修正。仿真表明该轨道修正制导方法制导精度较高。     

地球扰动大气模型

本文介绍了地球扰动大气模型和建立该模型的方法。文中详细描述了该模型中，密度变化的各单个分量和风场变化的各单个分量，并给出了它们各自的计算公式。本大气扰动模型中包含了１３７个大气扰动状态方案，可供返回轨道计算、救生轨道计算和返回控制设计计算分别选用。     

随机扰动下的航天器姿轨保持自抗扰控制

空间飞行器在轨运行过程中除受空间摄动外，还因飞行器任务需要产生随机扰动力和扰动力矩。针对空间飞行器受随机扰动产生的耦合运动控制问题，提出了利用自抗扰方法进行轨道保持和姿态稳定的控制方法。通过引入二阶线性扩展状态观测器，对系统总扰动和状态进行观测。结合PD控制方法结合总扰动前馈补偿，克服空间主要摄动及飞行器本身产生的随机扰动，实现轨道保持和姿态稳定。仿真试验结果表明:该方法可以有效克服总扰动的影响，实现姿轨协同控制。     

应用模糊控制方法的扰动引力计算

为了解决弹道导弹扰动引力计算精度与速度的矛盾,利用模糊控制的特点,通过对模糊控制器的改进,成功将模糊控制运用于扰动引力的计算。从计算思路、基本点扰动引力的计算、分级模糊控制规则的具体改进等方面进行了详细分析,仿真结果表明:运用所提出的模糊控制方法计算得到的扰动引力与真值误差很小,而计算速度远快于分层点质量法等常规方法。     

中低轨道地磁动态模拟器

文章介绍了1台能为中低轨道飞行器提供动态地磁场环境的模拟器,详细论述了模拟器的系统组成、线圈结构、电源和磁强计指标参数、控制方式和调试方法,介绍了根据WMM2000地磁场模型计算出轨道上各点的磁场值,利用数值分析的方法找出输出电流与产生磁场大小的对应表达式,从而根据计算出的磁场值和输出电流,用程控电源成功实现了中低轨道地磁场的动态模拟.     

一种小天体探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法

针对小天体绕飞探测过程中,探测器受到的非球形引力摄动及太阳光压等多源扰动问题,结合绕飞探测的周期性特点,提出一种小天体探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法。首先,通过迭代学习控制对小天体探测器受多源扰动影响产生的误差进行抑制,然后设计扰动观测器估计系统总扰动,构造自适应律实时估计扰动上界,进而设计控制律对总扰动进行主动补偿。最后以243Ida作为目标天体进行绕飞探测仿真分析,结果表明该控制方法能更加有效地提高小天体探测器的轨道跟踪控制精度。     

微重力下球形贮箱内液体晃动有限元模拟

以卫星球形贮箱为研究对象,用任意拉格朗日-欧拉(ALE)法建立了数学模型,给出了计算的基本方程,并基于MSC-Dytran有限元程序,对常重力和微重力环境中贮箱内推进剂的晃动进行了数值模拟。结果表明,微重力环境中液体更易发生大幅晃动,甚至产生飞溅,工程中常用的等效力学模型已不再适用,而有限元数值模拟方法可较好地解决该问题,为卫星及大充液复杂结构航天器控制系统的设计和分析提供理论参考。     

固体导弹发动机药柱长期重力作用下的解析计算

为分析固体导弹发动机在长期重力作用下的位移、应力和应变,用应力函数推导了发动机药柱水平贮存时的弹性和粘弹性解析解,给出了相应的计算公式。根据Burgers模型表征的药柱力学特性,用弹性和粘弹性有限元分析法对发动机药柱进行了数值计算。算例分析表明,解析解与有限元解吻合较好,误差小于1%。     

基于hp自适应伪谱法的固体运载火箭轨迹优化

多级固体运载火箭轨迹优化是一个多阶段多约束的最优控制问题。hp自适应伪谱法融合了有限元法和全局伪谱法的思想,采用双层优化策略对细化单元数和插值基函数的阶次进行自适应调节以满足精度和快速性要求。对基于hp自适应伪谱法的多级固体运载火箭主动段轨迹优化问题进行了数值计算,结果表明该优化方法能够很好的满足过程约束和终端入轨条件,具有收敛速度快、对初值不敏感等优点,有一定的工程应用价值。     

动力学缩聚模型修正的矩阵逼近法

为避免结构动力学分析中修正有限元模型时的大型稠密矩阵运算,研究了一种用基于矩阵逼近的有限元缩聚模型修正法。根据有限元模型的缩聚和修正,给出了试验模态的扩阶、物理模态到广义模态的映射和矩阵逼近,并讨论了结构存在重频时模态的相关性。算例表明,该法可行。     

某航天器姿态控制机组随机振动响应分析

根据结构件宽带随机振动原理,用NASTRAN有限元分析软件对某航天器姿态控制机组的随机振动应力进行了动力学分析。用大质量法模拟基础加速度激励,用模态法计算频率响应。分析表明,计算值与试验结果基本一致。该分析法可在设计阶段用于预示产品的随机振动响应。     

导弹机动飞行的弹道参数估算

为简化计算,根据导弹的质心运动方程,通过近似处理导出了导弹机动飞行中助推段、跨越段和机动段弹道参数的估算公式。仿真计算表明,该估算公式的计算结果与理论公式的偏差较小,且方法简便,可用于导弹机动飞行的弹道设计。     

同平面LEO-LEO气动辅助空间交会

给出了实现同平面LEO-LEO空间交会的必要条件，分析了基于脉冲的主动调相方法，并重点研究了基于气动辅助轨道转移技术实现同平面LEO—LEO的空间交会方案。通过设计标准的同平面HEO—LEO气动辅助轨道转移最优轨迹，得到OTV与目标实现交会必须满足的标准相角，然后采用主动调相法使飞行器运行到高轨道时，恰好满足HEO—LEO气动辅助空间交会的标准相角，最后借助气动辅助轨道转移技术实现空间交会。该方法具有扩大发射窗口，且比基于脉冲主动调相法节省燃料等优点。