近地小推力转移轨道的加权组合制导策略

 研究了近地小推力转移轨道的制导问题,给出了一种基于局部最优控制律的自主制导算法。推导出了各改进春分点根数对应的局部最优控制律;通过最优推力分配和目标偏差两个策略,对各局部最优控制律进行动态加权组合,从而有效减少了制导律的设计参数。在此基础上,针对燃料最省转移轨道,定义了一种新的发动机开关函数。采用遗传/逐次二次规划混合优化算法计算了最优制导参数。与传统算法相比,该制导算法是一种闭环制导算法,能够实现飞行器的自主制导,并且制导过程中无需对制导参数进行更新。以地球低轨到高轨的小推力转移为例,采用该方法分别求解了时间和燃料最省转移问题,并与传统算法进行了比较分析。数值结果验证了该算法的有效性。     

面向补给任务的空间站共轨飞行器部署研究

以降低空间站为共轨飞行器补给燃料时补给机动的轨道面外冲量为目标,提出共轨飞行器位置部署分析方法。以光学舱作为共轨飞行器实例进行研究,在分析光学舱补给任务基础上,设计了补给变轨方案。基于虚拟平面思想提出了光学舱共轨部署的拟共轨轨道概念,推导了零面外机动条件下光学舱相对空间站升交点部署位置的一般解析计算模型,并在圆轨道假设条件下得到了简化解析计算模型,最终得到光学舱相对空间站的相位与升交点赤经部署模型。仿真结果表明,光学舱部署位置解析计算模型可以满足工程需求,不同相位条件下升交点赤经部署结果与数值解的相对误差小于3%,采用该解析方法进行光学舱位置部署后,补给任务轨道面外机动降低至原冲量的3.5%以下。     

太阳同步轨道卫星初轨捕获策略研究

从分析轨道控制动力学方程出发,结合工程应用实际约束,针对具有回归、冻结等特性的太阳同步轨道,设计其初轨捕获策略。该策略将初轨捕获任务规划为4个阶段,前3个阶段进行发动机推力效率标校、大控制量的轨道面内修正和轨道面内的精调,完成轨道面内捕获;最后一个阶段完成轨道倾角捕获。最后对某太阳同步轨道卫星的初轨捕获策略进行了详细设计并通过仿真计算验证该策略的合理有效性。     

基于改进粒子群算法的航空发动机性能综合评价

针对基于单参数评估发动机性能能力不足的问题,研究了利用多参数综合评估发动机性能的方法;通过对某型发动机台架试车数据分析,确定了使用综合加权法评估发动机性能比算术加权平均法更具合理性;分别利用改进的遗传算法和粒子群优化算法计算多参数的权值,对比结果表明:使用改进的粒子群算法在计算精度和速度上均优于遗传算法。同时还计算了各翻修次数下发动机的性能指标。     

飞行控制律全包线鲁棒稳定性评估

传统的飞行控制律评估方法只能对飞行包线内的离散点进行逐点分析,对不确定性参数也只考虑了上下界,分析过程缺乏完整性和系统性。针对这些不足,研究了基于一种改进遗传算法的分析方法,该方法将评估准则转化为某个适应度函数,通过对适应度函数寻优以找到最坏情况下的不确定参数组合,在其基础上进行评估并给出评估结果或控制律修改意见。仿真结果表明,该方法能连续地研究多个不确定性参数同时摄动时的飞行包线,克服了传统方法的不足。     

单OSV服务多卫星的转移轨道优化研究

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.     

空间目标光电观测网中的目标分配问题

针对空间目标光电观测网中的目标分配问题,通过对编目实际情况的分析,考虑了目标的探测率、编目定轨对测量数据的要求和编目更新率,提出编目效率的概念并给出相应计算方法。在此基础上,建立了空间目标分配优化的线性规划模型。数值仿真表明,模型有效,求解可行,可用于空间目标光电观测网的日常运行,提高观测网的运行效率。编目效率概念同时也可作为对观测所需资源消耗的度量,从而实现对观测网编目能力的评估。     

空间飞行器综合定轨与参数分析软件COMPASS的研发——动力学统计定轨程序compass的编写及调试

介绍了空间飞行器综合定轨与参数分析软件COMPASS的开发过程。软件的初级阶段目标是可以利用SLR观测对多颗激光卫星进行同时定轨、可以利用非差GPS观测对GPS星座进行同时定轨,并估计有意叉的地学参数。COMPASS的开发采取了由简到繁、循序渐进的技术策略,软件开发经历了这样几个主要过程：多星多技术定轨框架的建立。利用SLR观测确定GPS卫星的轨道,利用IGS的SP3轨道确定GPS星座的轨道,利用非差GPS伪距观测确定GPS星座的轨道,利用非差GPS伪距和相位观测确定GPS星座的轨道。激光卫星的定轨精度已经达到国际水平,可以用于提供国际服务（如IERSEOP;ILRS快速分析）;GPS定轨内符精度达到国际先进水平,平均外符精度好于30cm。     

基于多方法协作优化算法的飞机总体优化设计

针对飞机总体优化设计中存在目标函数与变量之间没有显式关系式等问题,在建立包含推进、气动、性能及重量四个学科的飞机总体设计模型的基础上,采用遗传算法、模式搜索法和Powell法结合的多方法协作优化策略实现了飞机总体参数的优化;并对优化方案进行参数灵敏度分析,优化后飞机正常起飞总重较优化前降低11.6%,优化效果显著.分析结果表明了基于多方法协作优化算法的飞机总体优化设计的有效性.     

基于自适应免疫遗传的工艺与调度集成研究

针对多目标柔性工艺规划和调度集成问题,提出基于免疫遗传算法的多目标柔性工艺与调度集成求解方法。首先建立多目标柔性工艺规划和调度集成模型;引入决策者的模糊偏好信息实现对多个优化目标的决策;提出了基于自适应策略的免疫遗传算法,通过实例验证了方法的有效性,并与遗传算法和免疫遗传算法进行对比分析证明了方法的优越性。     

基于遗传算法结合支持向量机的Mg/PTFE贫氧推进剂配方优化

针对Mg/PTFE贫氧推进剂配方设计的复杂性,采用支持向量机理论建立了相关预测模型,结合遗传算法对模型结果进行多目标寻优,以此获得最佳的配方,最后对所得的最佳配方进行了实验验证。结果表明Mg/PTFE贫氧推进剂的最佳配方为PTFE/Mg=0.49,酚醛树脂含量为12.50%,镁粉粒度为26.90μm,PTFE粒度为111.33μm。遗传算法结合支持向量机的优化方法,适合于推进剂配方的优化,具有一定的实际应用价值。     

A Hybrid Optimization Approach for SRM FINOCYL Grain Design

This article presents a method to design and optimize 3D FINOCYL grain （FCG） configuration for solid rocket motors （SRMs）. The design process of FCG configuration involves mathematical modeling of the geometry and parametric evaluation of various independent geometric variables that define the complex configuration. Virtually infinite combinations of these variables will satisfy the requirements of mass of propellant, thrust, and burning time in addition to satisfying basic needs for volumetric loading fraction and web fraction. In order to ensure the acquisition of the best possible design to be acquired, a sound approach of design and optimization is essentially demanded. To meet this need, a method is introduced to acquire the finest possible performance. A series of computations are carried out to formulate the grain geometry in terms of various combinations of key shapes inclusive of ellipsoid, cone, cylinder, sphere, torus, and inclined plane. A hybrid optimization （HO） technique is established by associating genetic algorithm （GA） for global solution convergence with sequential quadratic programming （SQP） for further local convergence of the solution, thus achieving the final optimal design. A comparison of the optimal design results derived from SQP, GA, and HO algorithms is presented. By using HO technique, the parameter of propellant mass is optimized to the minimum value with the required level of thrust staying within the constrained burning time, nozzle and propellant parameters, and a fixed length and outer diameter of grain.     

Optimization and Sizing for Propulsion System of Liquid Rocket Using Genetic Algorithm

Flight vehicle conceptual design appears to be a promising area for application of the Genetic Algorithm (GA) as an approach to help to automate part of the design process. This computational research effort strives to develop a propulsion system design strategy for liquid rocket to optimize take-off mass, satisfying the mission range under the constraint of axial overload. The method by which this process is accomplished by using GA as optimizer is outlined in this paper. Convergence of GA is improved by introducing initial population based on Design of Experiments Technique.     

跨介质冲压发动机理论性能与工作参数分析

针对空水一体跨介质导弹应用需求，提出了一种采用同一金属基固体推进剂，能够实现在空中和水中工作的跨介质冲压发动机方案。分析了空中和水中典型工况下，金属基固体推进剂配方、空/水燃比、金属种类等对跨介质冲压发动机理论性能的影响。针对给定的跨介质导弹飞行弹道和金属基固体推进剂配方，对发动机设计参数进行了选取，并完成了空中和水中工作条件下发动机工作参数计算，从理论上验证了该跨介质冲压发动机方案的可行性。     

某高分子胶凝剂凝胶推进剂模拟液的流变特性

高分子胶凝剂凝胶推进剂是很有前景的凝胶推进剂之一,研究它的流变特性对于其应用至关重要,是凝胶推进技术的基础和关键.本文采用旋转流变仪法和管流法相结合的试验方法,以试验结果为基础,依据基本方程进行理论推导的分析方法,研究了某高分子胶凝剂凝胶推进剂模拟液的流变特性,提出了可在整个剪切速率范围内使用的流变模型.该流变模型以临...     

固体推进剂热松弛时间分析与测定

为研究点火前固体推进剂内传热过程，分析了傅里叶定律和修正的傅里叶定律的数学物理意义及其适用范围和判断准则；解释了瞬态传热过程中的热松弛现象，测量了固体推进剂热松弛时间，据此推断推进剂内瞬态传热过程应采用修正的傅里叶定律描述。     

基于小波理论的液体火箭发动机试验数据噪声处理

1引言液体火箭发动机试验(也称发动机试车)的主要目的之一,就是为了获得发动机各类参数的大量数据,因为这些数据是验证发动机设计理论,研究发动机工作性能的重要依据[1]。稳态参数是液体火箭发动机试验的主要检测参数。在工程实践中,经常认为稳态参数是变化缓慢的参数,常采用降     

液体火箭可贮存推进剂泄出速度影响因素分析

为提高液体火箭可贮存推进剂泄出速度,缩短泄出时间,通过分析泄出过程中推进剂流动状态及能量变化,建立了推进剂泄出速度的数学模型,按照实际设定参数计算了泄出量,计算结果与实际泄出吻合,并依据模型分析了相关因素对泄出速度的影响程度。结果表明：泄出转接波纹软管管径是影响泄出速度的主要因素,增加软管管径可显著缩短泄出时间;同时,贮箱气枕压力对泄出速度同样具有明显的影响。     

海防战术导弹用SFM-3双基药的贮存变质问题

本文根据多年在导弹试验工作中发现的SFM-3双基药贮存“变质”现象及该装药的实际贮存条件,从实验与机理上进行了分析探讨,并通过对“变质”药柱理化分析与燃速、静止试验的数据进行了综合整理,分析了“变质”对装药性能的影响,得出了使用意见.本文还对装药的贮存使用和密封包装提出了有益建议,对SFM-3双基药柱的贮存与使用有实际参考价值.     

液体火箭发动机动力循环效率的分析

本文将液体火箭发动机的动力循环过程分为开式循环和闭式循环,并通过分析的办法,建立了发动机动力循环的效率公式.在这些公式的基础上,分析了影响液体火箭发动机循环效率的因素.本文所得的结果,对液体火箭发动机设计计算有一定的参考价值.