遗传算法在载人飞船返回轨道一体化设计中的应用

载人飞船返回再入轨道设计的主要任务是确定出标准返回轨道和再入制导规律。遗传算法具有全局寻优的特点，适合于工程设计的要求。文章探讨采用遗传算法实现飞船返回轨道的一体化设计，并给出飞船返回轨道设计步骤。     

随机轨道模型在喷管两相流计算中的应用

应用随机轨道模型对喷管内气-固两相流动进行了数值模拟,结合实验测量结果对使用随机轨道模型和确定轨道模型两种方法的计算结果进行了对比分析,研究了不同固相参数(固相质量比和粒子平均直径)下的固体火箭发动机喷管性能。研究发现,随机轨道模型对实际流动现象的模拟优于确定轨道模型,随着固相质量比和粒子平均直径的增加,喷管两相流损失增加,冲量系数下降。     

气动辅助空间交会最优轨道设计与闭环导引律

给出了同平面HEO-LEO实现空间交会的必要条件;研究了基于气动辅助轨道转移技术实现同平面HEO-LEO的空间交会方案,通过设计一条标准的同平面HEO-LEO气动辅助轨道转移的最优轨迹,得到了轨道转移飞行器(OTV)与目标实现交会必须满足的标准相角;最后对大气飞行段设计了非线性最优闭环导引律,通过引入Lyapunov最陡下降函数,对函数中相应参数进行适当调整,使应用闭环导引律得到的大气内飞行轨迹与最优轨迹充分接近,仿真结果表明该气动辅助空间交会方法正确、可行。     

RLV再入混合制导方法研究

提出可重复使用跨大气层飞行器（RLV）再入混合制导方法，该方法将再入轨道在线生成技术、基于阻力加速度飞行剖面的跟踪制导技术和数值预测制导技术有机结合。其中再入轨道在线生成能够向轨道预测制导算法提供初值，以加快轨道预测制导算法收敛速度；轨道跟踪控制器控制再入吸热，使再入轨道满足再入走廊约束；而数值预测制导算法则对再入轨道进行快速预报，生成合适的制导指令，将RLV导向目标。给出了RLV再入混合制导的具体算法，并对Marshall航天中心先进制导与控制项目所提出的九种再入情况进行了初步仿真，结果表明所提出的RLV再入混合制导方案是可行的。     

用相对差分GPS技术确定绕飞轨道

本文对各种GPS相对差分技术进行了研究 ,提出了利用Kalman滤波确定高动态情况下载波相位整周数的方法。对用GPS相对位置差分、GPS相对伪距差分、GPS相对载波相位差分确定绕飞轨道进行了初步仿真     

基于Chebyshev正交分解的曲线运动轨迹SAR的Chirp Scaling算法

针对具有三维速度和加速度的曲线运动轨迹合成孔径雷达（SAR），传统的斜距模型无法精确描述其运动特性，曲线历程增加了距离走动现象和方位向时间的高次项，使二维耦合现象更为复杂。本文提出了一种考虑载体平台三维速度和加速度的Chirp Scaling算法以解决曲线运动轨迹SAR成像问题。首先根据运动方程建立斜距表达式，然后对其进行Chebyshev近似，并构造其等效双曲方程形式的斜距模型，推导了具有空变性的距离徙动函数，Chirp Scaling因子以及适用于曲线轨迹的Chirp Scaling成像算法。仿真结果证实了此扩展的等效斜距模型和Chirp Scaling算法在大合成孔径时间下的有效性，并给出了三维加速度的边界值。     

Design and analysis of a direct transfer trajectory from a near rectilinear halo orbit to a low lunar orbit

A near rectilinear halo orbit (NRHO) is regarded as a potential orbit for a future deep space station that can effectively support sustainable crewed lunar exploration missions. In this paper, the L₂ southern NRHOs are selected as the research object, and a direct transfer trajectory from an NRHO to a low lunar orbit (LLO) is designed and analyzed. First, based on the circular restricted three-body problem, the characteristics of NRHOs are discussed including geometric behaviour, stability and synodic resonance. Second, optimal direct transfer trajectories are obtained by combining a local gradient optimization with a numerical continuation strategy. A reachable domain calculation model is established. Finally, simulations are carried out to verify the feasibility of the trajectory design method. The relationship between the velocity change and the reachable domain is further analysed through simulation calculations.     

基于能量优化的无人机机动轨迹生成方法

基于能量优化的无人机机动能够使无人机在不失去决定性位置优势的情况下获取相对于对手的能量优势，足够的能量优势可转换为有效的位置优势，有利于无人机在空战中随时改出当前机动并投入下一机动动作，对于无人机获取空战胜利至关重要。开展了基于能量优化的无人机机动轨迹生成方法研究，通过在无人机机动飞行包线内设计合适的机动指令，使得无人机能量性能指标最优。以上升转弯机动为例进行了机动轨迹生成的详细设计，并与常规上升转弯机动轨迹生成结果进行对比，仿真结果显示所设计的机动动作完成时间缩短了28.6%~83.8%，总能量变化减少了64.7%~70.1%，实现了无人机机动飞行的能量优化。     

基于Leader-Follower的多无人机编队轨迹跟踪设计

针对四旋翼无人机（UAV）群在轨迹跟踪过程中易受外界干扰而引起跟踪误差的问题，设计了基于Leader-Follower的多无人机协同编队轨迹跟踪控制方法。在该系统中，首先通过积分反步法（IBS）对所建四旋翼飞行器模型设计Leader无人机的轨迹跟踪控制器。其次设计了滑模控制（SMC）器，以控制Leader与Follower无人机实现期望的编队队形并同时跟踪参考轨迹。然后通过数值仿真验证了算法的有效性，仿真结果表明，系统具有良好的控制精度。最后通过视觉定位系统进行实验，结果表明所设计的控制器能够实现多个无人机轨迹跟踪和编队控制，所设计的算法具有可行性。     

卡尔曼滤波在弹道组合导航仿真中的应用

根据捷联惯性导航(INS)和GPS导航两个系统不同的特点,通过卡尔曼滤波方法实现了INS/GPS组合导航,以速度差和位置差作为卡尔曼滤波的量测量信息,建立了组合导航的简化滤波方程.在实际陀螺器件含有零偏的情况下,通过在角速度上引入定量的零位偏置来进行弹体模拟投放过程.将仿真导航结果和弹道参数比较,引入的陀螺偏置引起姿态角误差,而速度误差和位置误差比较小,导航计算参数误差在允许范围之内.