一种新型井眼轨迹连续测量方法

为实现井眼轨迹自主、高精度测量,提出了基于改进航向姿态参考系统的井眼轨迹测量方案,采用2个单自由度陀螺仪和3个加速度计组成惯性测量单元,由惯性测量单元输出数据计算姿态角,在此基础上利用放下井绳长度已知的特点,采用空间坐标积分的方法,计算井眼轨迹的三维位置信息.仿真结果表明:算法克服了惯性导航定位误差随时间发散的缺点,有很高的定位精度.所述方案减小了测斜仪的体积,降低了成本和功耗,适于井下应用.     

机载对地观测飞行轨迹设计与对比分析

针对机载对地观测载机长时间匀速直线飞行时分布式位置姿态测量系统(POS)姿态误差随时间积累的问题,基于载机有效机动能够提高分布式POS系统可观测度进而提高系统估计精度的思想,设计并对比多种机动方式下分布式POS系统的估计精度,并对机动后分布式POS系统进入测区前的滤波估计稳定时间、直线飞行成像时长和全球定位系统(GPS)基线长度进行了测试。仿真结果表明,设计的飞行轨迹能够提高成像段运动参数的测量精度,可为机载对地观测最优飞行轨迹的选择和设计提供理论指导。     

可重复使用运载器再入轨迹次实时优化

新一代可重复使用运载器RLV(Reusable Launch Vehicle)再入时应具备自主导航的能力,其实现的关键是用机载计算机近实时或实时地生成一条满足各种约束条件的再入轨迹.根据RLV再入的特点,引入了新的假设,对再入轨迹方程进行简化处理,优化难度降低,工作量减少.另外引入次优化轨迹的概念,对控制量(迎角和滚转角)的优化分两步进行,每步只对当中一个控制量进行优化.这样处理能在很大程度上加快算法的收敛速度.仿真结果表明,只需10s左右的时间就能产生一条满足终端约束条件、控制量约束条件和加热率约束条件的次优化轨迹.其结果具有较好的工程应用价值.      

对异面椭圆轨道目标航天器的长期绕飞轨迹设计与控制

研究了绕飞卫星对异面椭圆轨道目标航天器进行长时间绕飞观测的轨道设计与控制问题。首先建立了适用于目标航天器运行在椭圆轨道上的长期绕飞轨迹设计模型;得到了绕飞轨迹以目标航天器为中心且保持封闭的条件。然后,考虑绕飞轨迹安全性和完成任务的相对距离需求,针对具体目标设计了长期绕飞观测轨道。绕飞过程中存在的摄动和误差影响会使绕飞轨迹不能保持封闭,不满足任务需求,为此采用双脉冲方法对绕飞轨迹进行控制。仿真结果表明,对运行在异面椭圆轨道上的目标航天器,所建立的绕飞轨迹设计模型和轨迹控制方法可以用于长期绕飞轨迹设计与控制中。     

大气层外救生再入弹道机动能力分析

分析计算了再入速度倾侧角（Ｖ）对大气层外救生再入弹道航程机动能力和再入过载的影响。仿真结果表明，为有利于航天员承受过载，救生轨道设计时对Ｖ的大小将有限制；应急着陆区的计算是进行寻找和达完成邦联着陆的航天员的重要依据，再入弹道航程机动能力的分析和计算对选取和调整应急着陆区是一个有力的支持。     

一种新的SAR成像末制导弹道快速优化方法

基于一种求解最优控制的新方法——hp自适应伪谱法,对合成孔径雷达(SAR)成像末制导弹道优化问题进行了研究。以波束驻留时间最小为指标函数,考虑SAR成像约束、导弹过载约束、导弹动力学约束,建立了SAR成像末制导弹道优化模型,利用hp自适应伪谱法对模型求解。仿真结果表明,hp伪谱方法通过伪谱分段数和配点数目的自适应调节,融合了分段伪谱法计算效率高和全局伪谱法收敛速率快的优点,得到的弹道平滑、精度高,与采用直接打靶法的弹道优化相比,优化时间显著降低,可为SAR成像末制导工程设计提供有益参考。     

飞船返回控制精度分析与应用简

将飞船返回控制过程按不同阶段进行分解,分析返回各阶段的返回控制精度影响因素,并标定返回制动推力系数.根据返回控制精度分析结果,进行技术状态改进,在神舟十号返回任务成功验证了引入返回泄压模型进行轨道预报、采用返回制动推力系数标定结果计算返回控制参数,可以有效提高返回控制精度,对如何减小返回控制误差,在工程设计上具有借鉴作用.     

助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标近似优化

针对助推滑翔变体飞行器弹道方案最优变形求解难、多设计指标相互矛盾等问题,开展助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标设计优化研究。首先构建了助推滑翔变体飞行器全程弹道方案优化框架,通过内外层分别优化控制参数及弹道方案参数,并建立了以起飞质量最小、射程最大为优化目标的弹道方案多目标优化模型。在弹道建模中,基于牛顿迭代法建立助推段弹道模型,基于伪谱法建立最优变体再入滑翔段弹道模型。此外,提出了基于差分进化的多目标近似约束优化方法(MACO-DE),实现助推滑翔变体飞行器弹道方案优化。对比初始方案,在射程不变情况下,起飞质量至多降低3.81%,在起飞质量不变情况下,射程至多提升6.62%,从而验证了全程弹道模型的合理性与MACO-DE方法的有效性。     

直接力与气动力复合控制拦截弹轨迹控制

研究了直接力与气动力复合控制拦截弹的轨迹控制问题.建立了复合控制拦截弹的动力学模型,分析了不同复合方式的差别,指出了直接力对弹体运动的影响.建立了拦截弹与目标的相对运动模型,针对直接力与气动力复合控制的特殊性,基于滑模控制理论给出了轨迹控制算法,并在此基础上针对传统控制方法的缺陷,设计了脉冲发动机的点火逻辑.仿真结果表明,该方法能有效的实现拦截弹在末制导段的精确制导控制,并具有较强的鲁棒性.