行星际小推力轨道Lambert解及应用

 为提高行星际小推力转移轨道初始设计精度,提出了基于N次逆多项式逼近的半解析Lambert算法,并基于该算法发展了一种转移轨道初始设计方法。首先,采用N次逆多项式近似小推力轨道形状,应用推力方向假设和位置速度边界条件推导出部分系数及推力大小解析式。接着,分析了飞行时间约束和轨道动力学约束下解的存在性,并给出了关键系数的可行域。然后,利用探测器质量消耗方程建立了Lambert问题求解模型并加以解决。最后,基于所提Lambert算法,通过对连续推力约束进行降维,提出一种求解多圈非固定时间的行星际小推力转移轨道初始设计方法。分别以固定和非固定时间转移任务为例对所提Lambert算法和初始轨道设计方法进行了数学仿真,数值结果表明：相比传统6阶方法,所提Lambert算法在目标轨道半长轴为5 AU时可减少速度增量需求36.63%;所提初始设计方法与最优化方法设计结果接近,可为转移轨道的精确设计提供可行的设计初值。     

基于CNS定位误差的平行航路间隔安全评估

主要对平行航路中基于CNS定位误差的飞行间隔安全评估问题进行了研究。首先分析了CNS定位误差对飞机碰撞风险的影响。其次运用概率论方法得到了CNS定位误差下飞机纵向、侧向和垂直三个方向上的碰撞风险计算模型,并根据模型利用牛顿迭代算法,通过给定某一方向安全目标水平计算CNS定位误差下相应的安全间隔。最后对平行航路三个方向的飞行间隔进行了评估计算,将结果与实际相比较,表明该模型可行。     

一种应用于弹道导弹控制的朗伯特导引方法

介绍了一种用于与弹道目标会合的三自由度拦截弹仿真,其导引方法可以使拦截弹与弹道目标的位置和速度相匹配,在会合后能够跟随目标运动。该方法采用朗伯特导引,控制在主动段飞行的导弹,使它的弹道与弹道目标的弹道重合。在与弹道目标会合之前,预先设定了一个短暂的末修段,以使拦截弹的速度与弹道目标的速度相匹配。     

深空探测器多次引力辅助转移轨道全局搜索

介绍行星引力辅助近似模型,包括近行星点无动力和有动力两种方式;采用开普勒轨道拼接法与双脉冲Lambert算法,建立多次引力辅助转移轨道的参数优化模型;通过广度优先搜索算法对引力辅助行星序列进行穷举,对发射窗口和天体间转移时间进行离散化网格搜索,每一步网格搜索后均采用合理的定界剪枝方法,减少后续计算量。这种全局搜索方法不需要提前指定引力辅助行星序列,并可得到对应不同飞行时间以及不同引力辅助次数的搜索结果,获得若干多天体引力辅助转移轨道初步结果,为进一步局部优化设计奠定基础。文章给出几组全局搜索算例,得到从地球到火星、木星和土星的多次引力辅助转移轨道,验证了全局搜索方法的有效性。     

双锥Bump压缩面设计及气动特性

采用反设计方法研究双锥Bump压缩面设计技术,该方法实质是融合运动间断边界在运动网格条件下对轴对称欧拉方程组求解.为避免激波捕获法对激波型面位置求解误差,应用计算域分块的方法预估第2道激波,在此基础上采用流线追踪法生成Bump压缩面;结合平面机身设计一双锥Bump实例,运用计算流体力学仿真手段对其进行黏性数值模拟.研究结果表明:①该模型流场结构仍保持较强的附面层扫掠能力;②在来流马赫数为2.0条件下,相比传统的正圆锥乘波体Bump压缩面设计,新型设计方法可使Bump外压缩系统总压恢复系数提高0.04左右,为Bump进气道性能提高奠定基础.      

多格式载荷数据处理与管理平台的设计和实现

为了解决现有航天器载荷数据处理软件灵活度差、处理效率低的问题,设计了一种基于多级解包预处理策略以及并行处理调度算法的多格式载荷数据处理与管理平台。通过在某卫星的载荷试验数据处理与存储管理任务中的应用,验证了该平台设计的可行性和有效性。研究结果可为航天器多种格式的载荷数据并行处理与统一管理提供参考。     

一种用于机载导弹动基座传递对准精度分析的工程方法

提出了一种在不具备精确标定设备的试验条件下,分析动基座传递对准精度的工程方法。基于传递对准的安装误差角滤波估计结果,修正子惯导的初始姿态,并重新进行子惯导的导航解算。通过比较初始姿态修正前后子惯导的导航误差,分析对传递对准的精度。对试验数据的处理结果表明:用该法进行子惯导的导航解算,所得速度和位置精度大幅提高。     

一种空间拦截卫星的制导方法研究

研究了一种用于拦截卫星的中制导和末制导方法。首先在已有卫星运行轨道上适当选择一点作为预定拦截点。拦截飞行器先采取垂直上升,然后进入中制导过程,采用Lambert制导中的最小能量策略,将其导入一个含预定拦截点的椭圆轨道,直到拦截飞行器上的导引头捕获并持续跟踪目标时转入末制导,末制导过程选用滑模变结构制导律进行控制。最后对设计的制导方法进行仿真分析,验证了该方法的正确性和有效性。     

航天嵌入式软件浮点运算误差分析与控制

针对当前航天型号控制软件浮点运算中存在精度损失和误差传播的问题,从浮点数据结构、浮点精度损失、误差来源和度量几个方面进行了详细阐述,并结合具体案例,通过分析航天型号软件中常见浮点运算误差,为有效解决型号软件误差控制问题提供参考.     

可控翼伞导航控制系统的设计

文章详细介绍了翼伞自动导航控制系统采用的导航算法、系统构成、硬件电路及导航控制软件的设计。并且结合空投试验的数据及对比国外类似系统的设计,对系统存在的不足及改进方法提出了自己的意见。