基于预警卫星观测数据的弹道重构算法研究

地球静止轨道顶警卫星弹道重构是弹道导弹防御的一个重要环节，利用基于Stirting插值逼近的非线性KALMAN滤波方法，对凝视型弹道重构算法进行了研究。在对导弹动力学模型分析的基础上，建立了弹道状态方程组和观测方程组，并对滤波计算中的初值选取，参数变换进行了讨论。滤波计算中的初值选取所用的多项式拟合方法，可以进行扫描型弹道重构的实现，但精度不高。通过仿真计算，对算法的可行性进行了验证。     

绕月自由返回飞行任务的轨道设计方法

针对绕月自由返回飞行提出一种任务轨道设计方法。在双二体模型下基于圆锥曲线拼接和能量匹配原则迭代计算初值,采用Broyden法构造新的微分修正格式,在精确模型下分别针对三组不同的目标变量和目标值对初值进行逐级修正使之满足再入参数。采用简单迭代调整近地点时刻、飞行时间完成发射弹道拼接和落点位置匹配,迭代初值根据落点纬度插值确定,插值表通过对若干飞行时间进行初值计算和发射弹道拼接构造。算例表明,该流程能够扩展初值计算的适用范围,具有良好的收敛性和计算效率。     

固体运载火箭上升段弹道快速设计方法研究

针对机动发射固体运载火箭开展上升段弹道快速设计方法研究。设计了固体运载火箭 上升段飞行程序,应用修正牛顿迭代法求解上升段弹道控制参数,推导了迭代算法公式。针 对牛顿迭代法收敛精度和速度受初值影响的问题,基于数据插值和拟合方法,研究了迭代初 值生成技术。仿真结果表明,设计的求解算法可以实现固体运载火箭上升段弹道快速生成, 收敛精度满足设计要求。
     

月地高速再入返回器弹道重建与气动力参数辨识

对嫦娥五号返回器再入飞行数据进行了弹道重建与气动力参数辨识。采用输出误差法辨识传感器误差及状态量初值,完成弹道重建。对重建弹道进行风修正,并获得修正后的攻角和侧滑角。基于修正后的弹道数据,采用线性回归法完成气动力参数辨识。与外测数据对比分析可知,弹道重建结果精度较高。与地面设计数据对比分析可知,气动力数据辨识结果与设计值偏差在合理范围内,从而验证了地面设计数据的可信度。     

空中发射运载火箭弹道优化设计

以现有空中发射运载火箭"飞马座"(Pegasus)为研究对象,研究了空中发射运载火箭的弹道优化设计方法。在建立的空中发射运载火箭动力学模型的基础上,考虑空中发射火箭独特气动外形,设计发射全过程的飞行控制模型;给出了使用遗传算法(GA)筛选弹道优化问题全局最优初值,并交叉运用起作用集算法(ASM)与内点法对GA算法获得的初值二次寻优,从而获得空中发射火箭弹道的分级优化设计方法,另与"飞马座"空中发射运载火箭的弹道数据对比,验证了该分级优化方法相比传统弹道优化设计方法,适用的目标轨道范围广阔,发射位置灵活,能够更大程度挖掘空中发射运载火箭的运载能力。     

含滑行时间约束的真空段弹道设计研究

由于动力系统及测控资源的约束，工程中存在着末级两次点火但滑行时间受限的运载火箭真空段弹道设计问题。基于线性引力场的假设，引入含滑行时间约束的切换条件，从而将含固定滑行时长的弹道优化问题转换成对两点边值问题的迭代求解和对运动方程的积分，并通过多个算例仿真验证了该方法的正确性和有效性。同时，研究了迭代过程中滑行段不同弹道预报方法对弹道设计的影响，结果显示较高的预报精度可以获得更优的弹道设计结果。该方法提供了一种新的弹道设计思路，在总体方案论证或初步设计阶段可以替代传统设计方法，以有效提升弹道设计效率，优化火箭方案。     

环帆伞可变参数对设计偏差的灵敏度分析

环帆伞初步设计时，部分参数需要设计人员根据经验进行选取，选取过程并没有固化的规则，使得在完成环帆伞几何结构的初步设计之后，需要对这些参数进行多次调整才能使设计结果满足预定的设计指标。文章将这一类影响设计结果并且没有规范化选取方法的设计参数定义为可变参数，并首次对环帆伞设计过程中初次设计结果与设计指标之间存在的面积偏差与结构透气量偏差规律进行了研究，同时分析了可变参数与这两个偏差的灵敏度关系，为设计人员提供利用可变参数修正初次设计偏差的参考依据，减少可变参数的调整次数，提高环帆伞设计工作的效率。     

具有内点状态约束的机动再入弹道优化设计

高级机动弹头末制导装置开始工作时对弹头飞行速度和姿态有一定的要求。这就增加了内点约束,从而使机动再入弹道设计问题成为具有内点约束和终端约束更复杂的最优控制问题。利用遗传算法求解该问题,用多段插值方法进行染色体设计,设计了基于模拟退火思想的罚函数和适应度函数来处理各种约束。仿真结果表明,所设计的遗传算法效率高,对初值不敏感,能搜索到全局最优解。所设计的再入机动弹道能满足机动弹头对姿态、热流和速度的要求。     

垂直冷发射防空导弹弹道设计中的参数优化

根据垂直冷发射防空导弹的飞行程序，分析了影响弹道性能的主要因素，选取相应的参数对弹道进行优化设计。优化前后弹道参数的计算结果表明，该优化方法改善了速度特性，在攻击超低空目标时保证弹道末段俯冲角满足布儒斯特角的要求，是防空导弹弹道的有效设计方法。     

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。     

日地Halo轨道的多约束转移轨道分层微分修正设计

针对日-地系统L1点（简称SEL1点）Halo轨道转移轨道设计中存在的多约束与初值敏感性问题,提出一种基于分层微分修正与初值多项式的设计方法。首先定义平动点转移轨道设计过程中存在的约束条件,然后根据不同的终端约束条件,重点给出了同时考虑轨道高度、轨道倾角、升交点赤经与航迹角等多约束条件下的分层微分修正方法。通过分析约束变量与控制变量之间的关系,得到能够解决微分修正初值问题的初值表达式。最后在多约束条件下设计了从轨道高度为200km的地球停泊轨道到SEL1点Halo轨道的转移轨道。仿真结果表明,分层微分修正方法能够处理多约束问题,且初值表达式可以为微分修正提供良好的初始条件,从而保证算法收敛,方法具有较好的实用性。     

基于脉冲初值的小推力转移轨道优化研究

针对小推力转移轨道优化过程往往忽略初值多样性的现状,研究了基于不同脉冲初值的小推力转移轨道优化问题。基于直接法的离散思想建立了小推力转移轨道优化模型,提出了基于粒子群和序列二次规划的组合优化算法,以地球1∶1共振近地小行星2016HO3交会任务为例,将3种典型的脉冲轨道作为初值设计了燃料最优小推力转移轨道。仿真结果表明:3种初值轨道优化得到了2个小推力转移发射窗口,两者燃料消耗差距不超过6%。不同的初值对小推力轨道的整体性能指标影响较小,但开关机时刻和推力方向的变化会产生较大差异,从而得到不同的最优控制曲线。     

一种航天器空间机动轨道的改进形状设计方法

针对带推力约束的航天器三维空间机动轨道初始设计问题,提出了一种基于傅立叶级数展开的改进形状设计方法。首先,在柱坐标系下建立了航天器运动模型,并将基于傅立叶级数展开的形状方法推广到三维空间的机动轨道初始设计;然后,基于所得到的空间初始机动轨道,采用直接配点法进行了完整三维空间机动轨道的优化设计。仿真结果表明,提出的方法可以为带有任务约束的航天器三维空间机动轨道的优化设计提供更优的初始参数及其解析解,为空间机动轨道设计提供了新的方法。     

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。     

小推力最优轨迹协态估计的高效机器学习方法

针对变比冲小推力轨迹间接优化中的协态变量初值猜测问题,提出了一种基于机器学习的协态变量初值高精度高效估计方法。首先,基于标称最优轨迹延拓,建立了状态量边值高扰动上限情形下的数据集生成方法,并分析了扰动上限对求解效率的影响。然后,构建了基于位置速度、轨道根数和改进春分点轨道根数多形式状态量组合输入的人工神经网络(ANN)映射关系,分析并优化了神经网络结构。将提出的方法应用于深空探测小推力转移场景,仿真结果表明该方法相对于标称轨迹直接扰动的数据集生成方法及单一形式状态量输入的人工神经网络映射方法,均有效地提升了求解收敛率,能够高效高精度地估计协态变量初值,实现轨迹快速优化。     

大气层内动能拦截弹脉冲矢量发动机点火控制算法研究

基于脉冲矢量发动机的工作特点，提出了在飞行末端分段设计跟踪过程控制力的方法，其中过渡段利用最优控制以使所消耗的发动机数量最小，并引入神经网络以保证工作的实时性。在飞行初段，提出用直接力来对弹道进行调姿以减小中制导段需用过载的方案，并利用最优控制的方法设计了直接力作用方案。点火控制算法基于极坐标的形式，该法可充分利用脉冲矢量发动机，且可灵活控制直接力的指向。仿真表明，所提方法可以最小的代价跟踪上外界输入，具有较高的工程应用价值。     

解析计算在月球中继卫星Halo轨道设计中的应用

面向月球中继卫星工程轨道设计需求,研究解析计算方法在地月系L2点halo轨道设计中的应用问题。在讨论圆型限制性三体问题三阶解析近似计算方法的基础上,分析了解析计算与数值计算的差异,给出了解析近似计算在工程约束下的适用范围,进而提出了基于解析计算的轨道设计和特征筛选方法。分别采用解析初值和数值初值进行halo轨道外推,比对验证采用解析计算设计轨道的可行性。研究结果表明,解析计算方法适用于月球中继卫星轨道的初步设计、特征分析和构型筛选。     

基于遗传算法的RLV再入轨迹优化设计

飞行器再入轨迹优化是一类最优控制问题。传统的优化方法存在初始值敏感问题,利用改进的基于小生境技术和精英方法的适应值共享拥挤遗传算法进行RLV的再入轨迹优化设计。以终端时间固定的空间最小控制能量再入轨迹和终端时间自由的平面最小热载再入轨迹为例,详细讨论了遗传算法用于再入轨迹优化设计所需要解决的一些关键问题。仿真结果表明提出的方法能够较快地搜索到全局最优解,对初始猜测值不敏感,能够方便用于RLV的再入轨迹方案选择和优化设计。     

单周期冲跃飞行轨迹性能参数影响程度分析

对高超声速飞行器的单周期冲跃飞行轨迹进行了研究。建立了动力学模型和约束条件。仿真分析了升阻比、初始速度和初始弹道倾角对飞行轨迹性能的影响,并讨论了影响程度,确定了适于该飞行器的最佳飞行走廊,为后续的冲跃飞行轨迹完整设计和优化提供了参考。