基于凸优化的再入轨迹三维剖面规划方法

可重复使用飞行器一般采用大升阻比气动外形，再入轨迹三维剖面规划方法可充分发挥这类飞行器固有的机动能力。计算量大是制约三维剖面规划应用的难题，为提高计算效率，提出了一种基于凸优化的再入轨迹三维剖面规划方法。首先，分析运动方程特性，利用定义新的控制变量、约束松弛、连续线性化等技术，将原始非凸的三维剖面规划问题转化为一个凸优化问题。其次，将指令反解步骤嵌入至序列凸化算法中，通过迭代求解凸优化子问题，获得原问题的可行解。数值仿真结果表明所提方法具有较高的求解精度和确定的收敛性质，飞行器的机动能力得到充分发挥；与伪谱法的结果对比表明凸优化方法在轨迹规划问题上具有更高的求解效率。     

运载火箭推力故障下基于智能决策的在线轨迹重规划方法

为了提高运载火箭上升段飞行中推力故障下轨迹重规划的计算效率,提出了一种基于智能决策的在线轨迹重规划方法,将原问题转化为最优救援轨道的在线智能决策和成熟的燃料最优轨迹规划问题进行求解。通过离线求解不同故障状态对应的轨迹重规划问题,建立"故障状态-救援轨道"样本集,基于径向基神经网络建立最优救援轨道的决策模型,并将决策模型装订箭上。在实际飞行中以当前故障状态作为输入,利用决策模型可在线快速决策出最优救援轨道根数,进而求解以救援轨道为目标轨道的燃料最优轨迹规划问题,从而完成推力故障下的在线轨迹重规划。数值仿真表明,与直接求解轨迹重规划问题相比,该方法的计算效率提高了两个数量级以上,同时给出一致的最优救援轨迹。     

一种新的最优地形跟随轨迹算法

考虑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，飞行时间－地形庶蔽程度综合最优的地形跟随飞行轨迹问题， 提出一种新的最优地形跟随飞行轨迹的算法。首先定义了最小危险曲面， 通过坐标变换将飞行器的运动方程变换到该曲面上； 再运用极小值原理， 求出满足飞行时间－地形遮蔽最优的轨迹的微分方程组； 最后用一维搜索算法， 通过寻求微分方程的初值解出了最优轨迹。仿真结果表明该算法所产生的三维轨迹光滑连续， 不仅能紧密跟踪地形， 而且能自动回避威胁和障碍。     

半球型零件球面精密珩磨技术研究

作为精密加工技术之一,珩磨工艺往往用于内孔的光整加工.本文在分析球面研磨与珩磨加工特点的基础上,对球面精密珩磨加工技术进行深入研究,主要包括球面珩磨加工原理,珩磨头磨料选取和结构设计,球面珩磨速度参数对表面轨迹的影响,以及珩磨头压力对加工效果的影响研究.根据以上研究结果,对一批产品进行工艺试验,结果表明,采用球面珩磨技术加工出的零件能够满足产品的各项精度指标,同时加工效率较球面研磨提高3倍.     

深空机动对运载火箭发射火星探测轨道研究

为解决长征(LM)运载火箭发射火星探测器转移轨道时，因低温入轨级最长允许滑行时间及测控限制，有效发射日期窗口亟需拓展的问题，采用主矢量理论结合序列二次规划算法(SQP)，研究了探测器深空机动(DSM)对优化运载火箭发射火星转移轨道的作用。在发射直接转移火星探测轨道算法基础上，重点研究了包含引力影响球(SOI)内近地及近火飞行段后，采用主矢量获取深空机动最优猜测初值的分析算法，通过直接使用探测器近火点目标轨道参数优化运载火箭发射轨道，研究对比不同优化目标及设计约束下深空机动的分析结果，证实深空机动对降低转移轨道总发射能量需求、拓展发射日期窗口的高效性；该算法已应用于工程设计。     

弹道导弹的标准弹道迭代方法研究

传统的以大地距离和大地方位角为基础的标准弹道迭代方法要对目标点的高程和爆高进行归算修正,因此会带来误差。提出了直接利用战斗部爆点坐标进行迭代的方法,可去除高程归算的误差。计算结果表明,该方法是有效的,完全能够满足实际需要。     

飞机表面爬行机器人轨迹跟踪控制方法研究

针对飞机蒙皮铆钉缺陷无损检测移动机器人进行了运动学和动力学建模,并且基于该移动机器人的模型,设计了双闭环轨迹线性化控制器(trajectory linearization control,TLC)。同时设计了逻辑控制算法保证机器人运动轴在达到完整约束临界点时进行状态切换。该方法解决了在飞机特殊表面环境下,对基于X-Y平台的新型爬行机器人如何完成轨迹跟踪控制的问题。实验结果表明,该控制器具有较好的动态性能,能够在满足系统实时性要求的前提下实现爬行机器人距离精确性和速度稳定性控制。     

离散相似法在空-空导弹数字仿真中的应用

为满足空-空导弹火控系统解算攻击区的实时性要求，提出一种新的快速仿真方案。在六自由度弹道模型基础上进行合理有效地简化，基于瞬时平衡假设建立了导弹质心运动方程。采用时域离散相似法将导弹质心运动方程进行了离散化处理。通过传统模型、变步长积分模型、气动系数拟合模型和离散模型的仿真结果比较，表明气动系数拟合模型虽然运算速度最快但仿真精度最差，而离散模型不仅能大幅提高仿真速度，还能保证较高的计算精度，从而为空-空导弹攻击区快速解算提供了一种合理可行的方案。     

基于偏置比例导引与凸优化的火箭垂直着陆制导

凸优化由于求解效率高在飞行器轨迹规划和制导中得到广泛研究应用。但是，由于火箭垂直返回制导需要考虑气动力带来的非线性，现有的凸优化求解方法或简单地采取逐次线性化近似凸化最优控制问题，经常出现收敛性问题；或需针对具体问题进行相应的系列凸化剪裁，虽然改善了收敛性，但不同模型的凸化剪裁方法差别很大，通用性较差。为此，将偏置比例导引与凸优化相结合，用以求解存在落角、落速和推力范围约束的火箭垂直返回定点软着陆制导问题。提出的制导方法将该制导问题分解为法向满足落角与落点约束的偏置比例导引，以及切向满足速度与推力约束的凸优化和滚动时域控制制导。在切向制导中，提出利用三次多项式近似飞行轨迹以方便凸优化求解，并建立剩余飞行时间的估算方法以提供给比例导引。仿真结果表明，提出的制导方法能有效满足各种约束，实现火箭精确着陆。与现有的直接采取逐次线性化近似的凸优化方法相比，提出的方法由于将制导进行切向和法向分解，大为简化了凸优化模型，显著提高了求解效率和收敛性。此外，提出的方法无需复杂繁琐的凸化处理，对于一般的推力可控且对末速存在约束的固定终端位置的制导问题皆适用。     

X射线脉冲星导航在行星际轨道上的应用

X射线脉冲星导航技术被认为是新一代导航技术,非常适合于行星际探测.深入分析了利用搜索空间方法求解飞行器真实位置和估计位置相位差的脉冲整周期模糊数,解决了相位导航方法存在的周期模糊数问题.利用轨道动力学模型估计飞行器的位置,并以真实位置和估计位置上的脉冲相位之差作为反馈进行偏差校正.仿真表明,X射线脉冲星导航方法在行星际轨道上是可行和高效的.