1.2m高速风洞CTS装置新控制系统及其应用研究

为了满足当前日益增多的外挂物捕获轨迹试验的需要,急需提高1.2m高速风洞CTS装置原控制系统的可靠性和稳定性。采用以工控机为核心、以5650伺服控制器和PDC伺服驱动单元为主要模块的控制系统,代替了原来以单板机为核心的控制系统,并已成功地应用到多项型号分离轨迹试验中。风洞试验表明,新的控制系统有其突出的特点,其稳定性、可靠性、位置控制能力和试验效率均有较大的提高。     

海上无人机多机协同巡检航迹规划方法

随着无人机技术应用的不断深入,如何提高无人机编队的协同能力及在复杂动态环境的自适应性,已成为“集群智能”的 1个重要研究方向。文章对海上无人机多机协同航迹规划整体流程进行了分析,分别阐释了静态和动态场景下的多机协同规划方法。静态场景下主要采用分支定界法建立静态问题模型,为每架无人机划分作业区域、生成作业路径,使得整个巡检作业的航迹长度代价与作业时间代价最小;动态场景下主要针对气象变化、连续跟监、海域变化 3种突发场景,侧重于协同决策和路径规划设计对应的目标函数,采用启发式算法为整个巡检作业进行自适应航迹规划,以确保安全性和效率性。实验结果显示,无人机协同路径规划能够根据环境变化和任务需求动态调整多无人机的巡检路径,快速给出不同突发情况下的最佳动态调整方案,以应对复杂的海上环境并动态规避障碍物。     

可重复使用运载器连续推力轨迹回转机动方法研究

针对可重复使用运载器(RLV)原场返回过程中所面临的轨迹回转问题,提出了一种在亚轨道高度进行姿态调整并使飞行轨迹回转、指向发射场方向的机动方法.在RLV与上面级分离之后,利用RLV自身推力抵消背离发射场速度,最终使RLV飞行方向指向发射场并进入再入返回阶段.采用连续推力方案,利用最优控制理论推导得出满足轨迹回转终端要求的机动指令.仿真结果表明,该方法能够实现RLV与上面级分离后轨迹迅速回转,可为之后的返回原发射场提供保障.     

星图匹配制导中的关键技术

为了提高新一代弹道导弹的快速、机动反击能力和射击精度，采用星光，惯性组合制导足最佳的选择。本论文给出了基于双星敏感器的、星图匹配制导系统的关键技术。提出了根据弹道设计导航星表．极大地简化了弹载星表；提出了一种适用于星光制导的凸多边形箅法，合理地减少了匹配的星对角距数目。这两项技术保证了星图匹配制导技术的实用性。提出了一种分离初始定位、定向误差及平台漂移误差方法。采用凸多边形的星图识别算法可同时获得多颗星的瞬时位置，结合恒星在像平面的位置可解算导弹在赤道惯性系和发射点惯性系的三轴姿态，最后，给出了导弹初始定位、定向误差的数学表达式。仿真结果表明了该方法的有效性。     

气动-引力辅助转移轨道研究及在星际探测中的应用

借力飞行是减小星际探测任务发射能量和总的速度增量的有效途径,然而,借力飞行前后,探测器速度矢量转角的变化往往受到借力星体体积、质量等因素的影响,而不能达到理想的要求。若在借力飞行中引入气动辅助变轨,即气动-引力辅助转移(AGA),则这一问题可以得到有效解决。现通过对AGA转移轨道的分析,给出了AGA转移轨道设计的拼接条件,此拼接条件是对AGA转移轨道进行设计和分析的重要准则。同时还以探测Ivar小行星为例,提出了一种将绘制等高线图和圆锥曲线拼接相结合的设计AGA转移轨道的方法,并给出了设计探测Ivar小行星转移轨道的参数。数值计算表明:AGA转移方法不但可以降低远程星际探测任务的发射能量和总的速度增量,而且可以找到更多的探测机会。     

全方位发射捷联惯导系统的初始四元数解算及研究

介绍了如何用四元数表示坐标系旋转 ,并着重讨论了用四元数表示坐标系连续旋转的两种方法。然后推导了全方位发射捷联惯导系统初始四元数解算的三种不同方法 ,并对此三种方法进行了比较。     

空间拦截智能自适应变结构导引规律研究

结合空间拦截的精确末制导问题，本文介绍了一种对目标机动和参数摄动具有鲁棒性的自适应结构制导律（ＡＶＳＧ）。在此基础上，我们研究了一种智能自适应变结构制方法（ＩＡＶＳＧ）。此方法精略地估计出目标法向加速度的强度，并以此为依据自主地调整ＡＶＳＧ中变结构项的强度，这样，既可以消除视线角速度的抖动，又可以保证制导精度，仿真结果证明了ＩＡＶＳＧ的有效性。     

单星-星光制导方案

从原理上论述星跟踪器捷联安装的单星－星光制导原理，推导利用星光信息来修正导弹团初始定位定向误差引起落点偏差的数据处理方法、公式，对两种主要的误差源进行了数学仿真计算，结合仿真试验分析了单星方案的可行性。     

载人机动装置救援轨迹优化设计

本文研究宇航员携带舱外机动装置（ＭＭＵ）进行舱外飞行，营救脱离空间站的目标，随后返回空间站的Ｈｉｌｌ制导方法。根据最小燃料指标，精度要求和时间约束，优化设计ＭＭＵ出舱营救脱离空间站的宇航员或其它装置的飞行轨迹。求出１７种典型情况下的最小燃料解，提出了救援轨迹设计准则。本文分析了ＭＭＵ交会目标过程中，导航和控制误差对Ｈｉｌｌ制导瞄准误差的影响，提出了用多脉冲Ｈｉｌｌ制导按标称最优轨迹飞行的设计方案，     

三维药柱固体火箭发动机内弹道数值模拟

介绍了一种适用于工程内弹道计算的数值模拟新方法，用直接积分法计算三维药柱燃面，能得到精确的计算结果，在内弹道计算中，设燃烧产物准定常流动，使用分段解析法进行内弹道的数值模拟。对某翼柱型三维药柱发动机内弹道进行计算，取得了接近实验的结果。