关于大行星（或月球）轨道器的冻结轨道

关于人造地球卫星的冻结轨道问题早已为人们所熟知，而且已有相应的卫星在轨运行。在考虑该冻结轨道形成时，主要依据地球扁率J3项与J2项的相对关系，这是由地球非球形引力场的特征所决定的，原理十分清楚，但其原理和结论不能随意地用于其他大行星(或月球)的轨道器。在一般情况下，对于低轨卫星形成冻结轨道的条件，非球形引力位中的奇次带谐项(J21 1，l≥1)将起重要作用。不仅仅是一个J3项，例如月球轨道器，J3，J5，J7和J9均有不可忽视的影响，而且与轨道倾角有一定的关系。为此，本文根据轨道理论对冻结轨道的存在性及其有关问题作进一步的分析，给将来的深空探测提供轨道设计的有关信息和依据。     

非平稳信号的双重中值容错平滑算法

平滑是消除或削弱测量数据随机误差时常用的数据处理手段。文章建立了一组新的非平稳数据序列容错平滑算法，其采用两阶段两次滑动中值与滑动均值平滑组合，实现了数据简化与平滑的统一。理论分析和仿真计算结果证实，算法可有效避免斑点型异常数据的不利影响，有效削弱随机误差的影响，改进数据处理精度和数据处理结果可靠性。     

低轨Walker观测星座构型设计方法研究

微小卫星星座在遥感、通讯、导航和深空探测领域具有巨大潜力,对于地区的经济发展、环保监督和应急预警都有重要意义。本文依托低轨Walker星座展开研究,通过分析轨道摄动影响下的传统星座构型,得到单颗卫星的地面覆盖面积。利用覆盖带理论建立星座构型设计模型,分析卫星星座的区域覆盖能力,实现星座构型参数的优化。以京津冀地区观测星座构型全时段设计为例,通过理论分析与STK软件仿真分析结果对比,验证了提出的星座构型设计方法的可行性和有效性,得到了京津冀地区观测卫星星座构型的最优参数。     

航天器相对运动建模及周期性相对运动求解

面向航天器编队飞行的需求,对椭圆参考轨道航天器非线性周期相对运动条件进行研究,提出了确定椭圆参考轨道编队航天器非线性周期性相对运动条件的新方法。首先,考虑非线性、椭圆轨道等因素,通过哈密尔顿-雅可比(HJ)方程和正则摄动理论,推导了在任意非线性摄动下相对运动的模型和获得不需消耗任何燃料的周期性相对运动轨道的条件;然后,采用时域配点法,结合改进的列文伯格-马夸尔特(LM)法对周期性相对运动的初值进行求解;最后,设计数值仿真算例,利用上述条件,得到不消耗任何燃料的周期性绕飞轨道,由此验证了本文所提模型和方法的正确性。     

带止口法兰连接结构刚度特性对结构振动影响

对带有止口的法兰连接结构刚度特性进行了数值仿真研究。使用有限元软件ANSYS分析了带有止口的法兰连接结构的迟滞特性。通过对止口接触面的变形-滑移机理分析,使用一个詹金斯单元和一个弹簧单元并联模拟法兰的一个扇区,并基于法兰弯曲变形时每个扇区的不同状态建立了整个法兰结构的弯曲刚度简化模型,并对该简化模型进行了仿真,该简化模型能够较准确地模拟带止口法兰连接结构的刚度特性。基于简化模型和梁单元建立了简化转子结构模型,分析了带有止口的法兰连接结构对转子稳态动力学响应的影响。结果表明带有止口的法兰连接结构的迟滞特性能够影响峰值频率,随着止口过盈量的增加,响应峰值显著降低,具有较好的振动抑制效果。      

基于预测脱靶量的远程拦截速度增益导引

 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。     

基于需用速度增益曲面的大气层外超远程拦截导引方法

考虑拦截器使用耗尽关机固体推进系统的情况,提出需用速度增益曲面概念,设计了基于该概念的大气层外超远程拦截导引方法。根据Lambert导引,给定拦截时间就有唯一的指令推力方向与之对应,导引过程分为两个阶段:零控拦截到达阶段,选择最优拦截时间,需用速度增益曲面迅速与助推时间-拦截时间平面相切;零控拦截保持阶段,拦截时间不断减小,保持需用速度增益曲面在助推时间-拦截时间平面上滑动,消耗多余的推进剂。利用拟零控拦截概念使两个导引阶段平缓过渡,避免了导引方法切换时推力方向的跳变。导引律计及了J2项摄动对滑行段弹道的影响,导引精度对推进系统参数偏差的鲁棒性强。仿真结果表明本文制导方法用于大气层外超远程目标拦截,脱靶量仅为km量级,推进系统参数偏差对导引精度的影响很小。     

固体推进剂二维绝热微尺度燃烧模型的数值研究

为实现固体微推力器工作过程的一体化模拟,基于Fluent计算软件的二次开发功能(UDF)和简化化学动力学模型,实现了固体推进剂的二维气-凝相绝热微尺度燃烧模型的建立,该模型针对固体微推力器所用双基推进剂,包含两步凝相反应和五步气相反应,燃速、推进剂表面温度和组分质量分数基于燃面物理特性计算得到,并考虑了粘性作用对气相和凝相反应的影响。针对0.5MPa,1.0MPa,2.0MPa和5.1MPa四种工况进行了计算,结果表明,高压工作环境下出现发光火焰区,且随表面压力增大而逐渐靠近壁面,凝相反应区厚度和嘶嘶区、暗区主要反应物在燃面的质量分数随推进剂表面压力增大而减小。对称面处推进剂燃速,推进剂表面温度和气相火焰结构与实验结果基本一致。由于壁面附近较高的粘性作用,气相火焰在壁面位置更加靠近推进剂燃面,并导致壁面位置推进剂燃速高于对称面位置。该模型实现了二维环境下考虑分步凝相反应的推进剂绝热燃烧模型的一体化计算,较好地拓展了原模型的应用范围。     

遗传算法在星座多星接近轨道优化中的应用

以三颗非共轨的Walker星座卫星为研究对象, 对航天器无需变轨与其接近的可能性进行研究. 将Lambert方法得到的航天器轨道作为初始轨道, 利用遗传算法对初始轨道进行优化. 对初始轨道在参考时刻位置和速度的改变量进行编码,形成对应的种群. 以航天器与星座卫星之间的最近距离为适应度函数, 通过种群的繁殖得到优化结果. 结合仿真算例, 分析了最小二乘算法和遗传算法在轨道优化中的优劣以及接近过程中轨道摄动的影响. 结果表明, 遗传算法适用于所提出的轨道改进问题. 研究结果可为单航天器无需变轨对星座多星接近问题提供理论依据.      

奇异摄动法解最优拦截问题

本文应用奇异摄动法探讨水平面内飞机的中远程拦截问题。在介绍航迹优化的一般方法之后,通过采用三重时间尺度分离法建立奇异摄动的数学模型,求出了外层解、边界层解和一致有效的组合解,导出了以推力参数和滚转角为控制变量的最短时间拦截的最优控制律。并以F-4飞机为例,计算了拦截成功的最短时间和最优航迹。其结果可作为空中拦截实时在线优化的参考。