月球基地建设方案设想

随着月球探测的深入发展,国内外众多月球探测方案和月球开发计划均将月球基地建设作为一个重要目标。月球基地建设将服务于后续无人月球探测和载人登月探测任务。通过月球基地的功能和意义分析,对月球基地的选址约束、建设步骤和实施过程提出了初步构想,并针对典型的探测站/器进行了分析。在此基础上,根据我国运载能力,提出了月球基地方案构想,并对月球基地建设的若干关键问题进行了初步探讨,可为后续月球基地建设提供参考。     

以已有核心机为基础进行发动机系列发展的初步研究

在已有的核心机基础上可发展出一系列发动机。部件匹配的约束条件将限制设计循环参数的选择。为了进行定量分析,建立了一个性能仿真模型。以发展大涵道比涡扇发动机为例,说明了约束条件对设计循环参数的限制。初步分析给出了循环参数和总体性能间的关系。      

考虑外包混合形式的TOC产品组合优化研究

 首先，根据外包的两种形式(带料外包、不带料外包)研究了外包混合形式下产品组合优化的建模问题，并通过数学证明其有效产出最优。其次，应用免疫算法(IA)对其进行了优化求解，在合理时间内得到大、小规模产品组合决策的最优解或近优解。最后，将本算法与传统TOCh、修订TOCh、整数规划(IP)、禁忌搜索(TS)、遗传算法(GA)等进行了仿真比较，证明了本算法的有效性和实用性。     

全状态受限的高超声速飞行器的预定性能滤波反步控制

针对气动参数不确定和状态受限的高超声速飞行器的稳定跟踪控制问题，提出基于固定时间干扰观测器的预定性能滤波反步控制策略。首先，在反步控制的每一步中引入障碍Lyapunov函数，保证系统状态满足预先设定的约束要求。其次，设计固定时间干扰观测器对综合不确定进行估计；同时，构造新型的一阶滤波器避免传统反步控制的"计算爆炸"问题。再次，基于Lyapunov稳定性理论证明输出跟踪误差有界且状态满足约束要求。最后，通过对比仿真验证控制策略的有效性。     

离散控制系统中圆形极点与方差上界约束的相容性

对一类线性离散随机系统的控制问题，研究两类约束指标：圆形极点区域与状态方差上界的相容性，并对同时具有上述两类相容约束的控制问题，给出求取满意控制策略的有效方法，利用线性矩阵不等式（ＬＭＩ）方法，得到了与指定极点区域相容的状态方差上界指标的较好取值范围。算例说明了所得研究成果。     

预测控制综合设计算法设计及软件实现

预测控制综合设计方法通过设计一组满足特定要求的终端约束条件来保证系统的稳定性.给出了一组满足该要求的终端约束条件,然后依据多参数二次规划法求解预测控制器的基本思路,在Matlab环境下设计并实现了一个预测控制综合方法的控制器求解软件,最后通过一个仿真实验验证了该软件的基本功能.仿真结果表明,所设计的软件可以用于求解基于...     

基于相频约束的航天器定时技术

双向相干测距测速体制是最常用的航天器测量体制,是一种闭环体制.与之相比较,开环测距测速可以在信号更微弱的情况下获取到观测量,在深空任务中有着独特的意义.然而,开环测距也面临棘手的技术难题——高精度航天器定时技术.针对该难题,在保持现有航天器信号体制的基础上,阐述了基于遥测信号和测距侧音信号（差分单向测距DOR信号可看作侧音信号）间相频约束的航天器定时原理,研究了侧音频率最优化设计方法,给出了“器上发射测站接收”的初步实现方案,为后续开展工程应用奠定了基础.     

微小卫星多约束姿态机动规划方法

针对微小卫星姿态控制中存在的多重指向约束和角速率约束问题，提出一种基于对数型势函数的多约束姿态机动规划方法。首先针对微小卫星携带的光学传感器需躲避强光天体而天线需指向地面保证对地通信这一约束特性，采用对数型势函数方法保证约束姿态指向满足任务要求;其次，针对姿态角速率限制的问题，引入障碍Lyapunov函数确保姿态角速率始终处于约束范围内。与在线优化方法相比，该方法具有计算量小的显著优势，非常适合星上处理能力有限的微小卫星。此外，考虑外界干扰力矩的影响，引入自适应干扰估计律，增强了控制系统的鲁棒性。最后，通过数学仿真对本文方法进行了校验，仿真结果表明，该方法能够快速实现卫星姿态机动到期望指向，与此同时，在整个姿态机动过程中，均满足多重指向约束和姿态角速率约束 要求 。     

Cooperative guidance strategy for multiple hypersonic gliding vehicles system

Cooperative guidance strategy for multiple hypersonic gliding vehicles system with flight constraints and cooperative constraints is investigated. This paper mainly cares about the coordination of the entry glide flight phase and driving-down phase. Different from the existing results, both the attack time and the attack angle constraints are considered simultaneously. Firstly, for the entry glide flight phase, a two-stage method is proposed to achieve the rapid cooperative trajectories planning, where the control signal corridors are designed based on the quasi-equilibrium gliding conditions. In the first stage, the bank angle curve is optimized to achieve the attack angle coordination. In the second stage, the angle of attack curve is optimized to achieve the attack time coordination. The optimized parameters can be obtained by the secant method. Secondly, for the driving-down phase, the cooperative terminal guidance law is designed where the terminal attack time and attack angle are considered. The guidance law is then transformed into the bank angle and angle of attack commands. The cooperative guidance strategy is summarized as an algorithm. Finally, a numerical simulation example with three hypersonic gliding vehicles is provided for revealing the effectiveness of the acquired strategy and algorithm.     

复杂环境下考虑动力学约束的翼伞轨迹规划

翼伞系统具有大惯性、强非线性等特征,而基于传统质点模型所规划的目标轨迹难以满足复杂环境下的系统动力学约束,因此在轨迹规划中采用高自由度动力学模型也就成为了计算翼伞真实运动轨迹的必然趋势。然而,翼伞的动力学模型更加复杂,目前迫切需要解决的问题就是保证规划轨迹平滑、稳定。针对该问题,本文将建立精确的翼伞六自由度动力学模型,将其引入翼伞归航的轨迹规划中,并通过改进高斯伪谱法,设计一种基于分段点规划、离散点初次规划、离散点自重构的三阶轨迹优化策略。仿真结果表明,所提算法可解决传统算法在应用动力学模型后难以得到稳定轨迹的问题,并实现复杂环境下的精确地形规避,确保规划轨迹满足翼伞的非线性动力学约束。