高空环境下超远程火箭的角运动模型

为了分析火箭在高空飞行时的角运动特性,基于牛顿第二定律和动量矩定理,分别在线性气动力和非线性气动力假设下建立了同时适用高低空的火箭角运动模型,分析了模型特点及其与弹道学中角运动模型的差异。结果表明,研究火箭在高空飞行的角运动特性时,应当进一步考虑一些在低空模型中可忽略的项;非线性角运动模型不能通过将非线性气动力直接代入线性角运动模型得到,还将含有一些与迎角平方导数有关的项。所建立的新模型对分析火箭在高空环境下的角运动特性具有一定的参考价值。     

飞艇空气动力学及其相关问题

对低空和高空飞艇在发射、回收、驻留、巡航或系留状态下所涉及的空气动力学问题及其重要性进行分析,介绍飞艇空气动力学研究的进展和主要结论,指出需要进一步解决的问题。低空飞艇的空气动力学问题主要包括厚艇身带来的流动分离与减阻、非薄平组件的非线性干扰、柔弹性表面或系留带来的流固耦合、因低速飞行带来的环境敏感性等。大量学者进行了相应的研究。高空即平流层飞艇还涉及多种新的空气动力学问题,包括热、浮力与气动的强耦合、昼夜外形变化、发射与回收过程中的突风带影响、风切变干扰等。关于这些问题的研究处于起步阶段。另外,还针对地面及大气边界层的影响、多边形外形以及副气囊喷流与主流干扰等很少有人研究的问题对飞艇周边流场进行了初步数值模拟。     

基于自适应遗传算法的航迹规划研究

对传统遗传算法进行了改进,通过采用交叉概率和变异概率的自适应设计,避免了进化过程中固定的交叉概率和变异概率产生的个体早熟和收敛缓慢的现象。仿真算例结果表明,自适应遗传算法能够有效地提高遗传算法的全局寻优能力,加快算法的收敛速度,有较强的地形和威胁回避能力,可为低空突防飞行器提供满足战术要求的参考航迹。     

航迹规划中数字地图的设计与应用

针对低空突防中地形因素和敌方威胁的潜在影响,研究了在安全保障前提下,飞行最小危险曲面（ＳＯＭＲ）及该曲面拟合与数字地图生成的方法,并通过坐标变换将飞行器的运动方程变换到该曲面上,从而将地形和威胁因素引入飞行器运动方程,运用极小值原理,提出了飞行时间－地形遮蔽最优ＴＦ／ＴＡ＾２轨迹性能指标。给出了地形数据库加载模型,并完成了将高程数据库加载到航迹规划中的仿真。仿真结果表明,该算法不仅能紧密跟随地形,     

近圆轨道控制的分析方法

应用卫星绝大部分都是近圆轨道的卫星 ,其中又有很多是需要进行轨道控制的。在航天工程的实践中由于各种误差影响 ,实际的轨道控制过程并不是而且也没有必要基于精确的轨道动力学方程来执行。对于近圆轨道控制所用的动力学模型可以按圆轨道进行近似 ,得到一种非常简单的形式 ,基于这种简化的模型可以获得非常有用的分析解。为了从理论上证明这种简化的有效性 ,文中对动力学模型简化过程中所产生的各项误差进行了理论估计。     

SGP4/SDP4模型用于空间碎片轨道预测的精度分析

为保证航天任务的顺利完成 ,必须采用一定的模型 ,对可能威胁目标轨道的空间碎片进行跟踪预测。文中首先给出标称轨道的计算模型 ;接着介绍两行轨道根数 (TLE)和考虑了简化常规 /深空扰动的近似解析解模型 (SGP4/SDP4) ,并提供TLE使用的坐标系和惯性系之间的转换 ;然后以典型轨道为例 ,分析SGP4/SDP4与标称轨道的偏差。运算结果表明SGP4/SDP4运算速度快 ,满足一定精度 ,可以用于空间碎片的轨道预测和初步威胁评估。     

小卫星编队飞行及其轨道构成

由若干颗小卫星编队飞行组成一个分布式卫星 ,其功能相当或超过一颗大卫星 ,也称为虚拟卫星 ,这将开拓小卫星一个完全崭新的应用领域。文章首先论述编队飞行概念和轨道构成 ;其次讨论虚拟卫星可能的应用实例。     

利用大气阻力的横向编队维持控制

研究了航天器在近圆轨道面内横向固定间隔距离内伴飞编队维持问题。基于经典轨道要素偏差法分析了相对运动特性和大气阻力对相对运动的影响。根据利用大气阻力引起的横向相对运动漂移,设计了有利于长期伴飞编队维持的初始半长轴偏差和伴飞边界点的期望半长轴偏差,进一步给出了进行伴飞维持的边界点横向速度脉冲。仿真结果表明,该控制策略进行伴飞编队维持是可行的,维持所需的速度脉冲次数少、速度增量小,且算法简单,有利于航天器自主化实现。     

基于伪光谱方法月球软着陆轨道快速优化设计

根据软着陆轨道的特征和优化算法的特点,对探月器软着陆轨道状态方程进行合理的转化处理,使其更适合优化数值解法求解。在此基础上,使用伪光谱方法将软着陆轨道优化问题转为一个约束参数优化问题,然后采用乘子法处理约束条件,采用变尺度法求解处理后的参数优化问题,仿真结果表明此方法具有收敛速度快、对初始控制量不敏感、鲁棒性强的优点。     

在轨航天器撞击解体特性分析与计算

对在轨航天器撞击解体问题进行了研究, 基于NASA 标准解体模型, 给出了在轨航天器撞击解体算法, 重点分析了解体计算时应该满足的几个约束条件. 编写了该算法的通用仿真计算程序, 并通过与P-78 卫星解体事件的实测数据比较验证了算法和程序的正确性. 研究结果对预测分析在轨撞击事件的毁伤特性具有重要的参考价值.