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空间目标逆轨网捕拦截停泊轨道的优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
为了提高对空间目标的拦截成功率,可采用拦截器从停泊轨道转移进入拦截轨道逆轨网捕拦截的方式。利用椭圆弹道理论,讨论和分析了该拦截方式停泊轨道优化问题的描述、模型的建立及优化的方法。计算结果表明,对该拦截方式所建立的模型和采用的优化方法满足逆轨拦截对轨道设计的要求,可为空间快速拦截应用提供理论借鉴和参考。 相似文献
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以数学方法对过空间两固定点的拦截轨道进行了分析,给出了快速拦截轨道和能量最省拦截轨道的条件。并以大高度差异面圆轨道之间的远程拦截为例,设计了快速拦截轨道。最后通过仿真得到了对应的拦截域和最短拦截时间,为远程快速拦截轨道设计提供了理论分析依据。 相似文献
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针对考虑回归周期、重访周期及地面站接收数据冲突等多约束条件下太阳同步回归轨道多星组网问题,开展了基于遗传算法的组网优化研究。通过分析太阳同步回归轨道运动特性与星下点的关系,构造了回归周期内轨道的访问序列,建立了卫星半长轴、相位差与太阳同步回归轨道的关系;结合组网卫星有效载荷指标参数,分析了回归周期、重访周期与访问序列的关系及极值;将组网卫星的访问序列作为优化参数,采用二进制编码方式建立综合适应度函数;设计了遗传算子并通过种群繁殖得到优化结果。仿真结果表明,该方法能够快速设计出满足约束条件的组网优化策略。 相似文献
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基于分解策略的SSO发射轨道遗传全局优化设计 总被引:2,自引:0,他引:2
提出了基于轨道分解优化和遗传算法(GA)的SSO发射轨道优化设计策略。针对多个轨道段相互耦合问题,基于分解优化策略,将整个发射轨道设计问题分解为两个轨道段设计问题。为了高效可靠地获得全局最优解,对基本遗传算法进行了改进。首先提出了基于多变异操作等改进措施的改进遗传算法;此外,结合遗传算法的全局搜索特性和Powell算法的局部搜索特性,设计了一种串行混合遗传算法。一个二级SSO运载火箭的计算结果表明,轨道分解优化策略确保了问题的成功求解,改进遗传算法和混合遗传算法均可稳定地获得全局最优解,但是混合算法更有效地提高了GA性能。 相似文献
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利用混合法解决了有限推力作用下单OSV服务多卫星的转移轨道优化问题.首先从OSV携带燃料的角度出发,初步筛选出在其服务范围内的服务对象,基于双脉冲交会假设,确定了服务序列以及时间节点;其次针对每一段转移轨道,利用Pontryagin极小值原理推导出最优控制律,设定开-关-开的发动机工作方式,将初始协态变量和开关机时间进行参数化处理,采用遗传算法对非线性规划问题进行求解;最后对整条轨道进行拼接优化.仿真结果表明,混合法对协态变量初值猜测敏感性小,降低了搜索最优转移轨道的难度,且控制轨线光滑. 相似文献
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This article proposes a multidisciplinary design and optimization (MDO) strategy for the conceptual design of a multistage ground-based interceptor (GBI) using hybrid optimization algorithm, which associates genetic algorithm (GA) as a global optimizer with sequential quadratic programming (SQP) as a local optimizer. The interceptor is comprised of a three-stage solid propulsion system for an exoatmospheric boost phase intercept (BPI). The interceptor's duty is to deliver a kinetic kill vehicle (KKV) to the optimal position in space to accomplish the mission of intercept. The modules for propulsion, aerodynamics, mass properties and flight dynamics are integrated to produce a high fidelity model of the entire vehicle. The propulsion module comprises of solid rocket motor (SRM) grain design, nozzle geometry design and performance prediction analysis. Internal ballistics and performance prediction parameters are calculated by using lumped parameter method. The design objective is to minimize the gross lift off mass (GLOM) of the interceptor under the mission constraints and performance objectives. The proposed design and optimization methodology provide designers with an efficient and powerful approach in computation during designing interceptor systems. 相似文献
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基于预测脱靶量的远程拦截速度增益导引 总被引:1,自引:1,他引:0
针对拦截器使用耗尽关机固体燃料发动机的情况,设计了大气层外目标拦截的速度增益导引方法。导引律中根据Lambert导引确定指令推力方向初值,利用剩余速度增量信息,计算惯性速度增益下的预测脱靶量,使用Kepler轨道摄动方程计算消除脱靶量所需的速度增益修正,根据惯性速度增益和速度增益修正之和确定指令推力方向。给出了一种计及J2项引力摄动影响的滑行段弹道预测半解析方法,减少导引律运算量,降低导引方法误差;导引律中引入了剩余速度增量测量环节,增强了导引精度对推进系统参数的鲁棒性。与传统的通用能量管理(GEM)导引相比,采用该导引律拦截远程目标时指令推力方向平稳、变化范围小,脱靶量降低了两个数量级。 相似文献
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基于零控脱靶量的大气层外超远程拦截制导 总被引:3,自引:0,他引:3
考虑拦截器使用固体推进系统的情况,设计了基于零控脱靶量(ZEM)的大气层外超远程拦截制导方法。首先设计了考虑摄动影响的适用于超远程拦截的零控脱靶量计算方法;其次使用变分法结合Kepler轨道摄动方程推导了线性的ZEM动力学方程;最后考虑固体推进拦截器的可控性约束条件设计了ZEM控制律并结合动力学方程确定指令推力方向。本文给出的制导方法设计过程中没有对拦截器和目标的引力差进行简化,考虑了摄动因素对滑行段弹道的影响,制导精度对推进系统参数偏差的鲁棒性好。仿真结果表明使用本文制导方法拦截大气层外超远程目标,脱靶量可达公里量级,推进系统参数偏差对制导精度的影响很小。 相似文献
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反舰导弹末端突防对策与仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
以反舰导弹为背景,设计了一种末端控制方案,给出了反舰导弹,舰艇和拦截器的简化模型,建立了导弹,舰艇和拦截器的快速仿真算法,开发了一套基于网络的导弹-舰艇-拦截器以及突防效果分析的仿真演示系统。 相似文献
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