编队飞行队形设计一般化方法

首先 ,在合理的假设条件下 ,基于运动学关系推导了环绕卫星相对参考卫星的相对运动方程 ;然后 ,给出了编队飞行队形设计一般化方法的具体计算公式 ,利用此方法 ,能在参考轨道为圆或椭圆轨道的情况下 ,直接求出编队中所有卫星的轨道参数 ;最后 ,给出了两个编队队形设计的算例     

航天器数据管理系统通用测试平台的设计

为加快航天器数据管理系统测试进度,设计和构建了航天器数据管理通用测试平台.该平台通过对被测对象的研究,实现测试方法、系统构架的标准化.在实际开发过程中充分考虑了系统软硬件的通用性,并引入了可移植性良好、基于LUA测试脚本的程序开发环境.经过简单补充与修改,该通用测试平台成为能快速构建满足多型号航天器数据管理系统测试需要的可重构测试平台.通过多个型号任务的检验表明:航天器数据管理通用测试平台可大大缩短测试周期,降低开发成本,运行稳定可靠,达到预期目的.     

大型军用运输机的飞行航迹优化

军用运输机通常在紧急情况下执行空运任务,应以时间成本作为此类飞机垂直剖面飞行航迹的优化指标.将飞行时间按上升、巡航和下滑3个阶段进行分解,采用能量状态法简化飞机质点运动方程,将优化指标转化为等效能量形式.优化巡航段参数,采用最小值原理分别完成纵向最优剖面上升和下滑飞行航迹的优化.仿真结果表明:军用运输机在上升段采用各高度的最大可用速度上升,在低于升限的某高度以最大飞行速度巡航,在下滑段采用各高度的最大可用速度下降时,全剖面飞行时间最短.研究结果对提高大型军用运输机在可能存在威胁的前线环境下的运输效率和飞行安全性等均具有一定的实用参考价值.     

输入受限的编队卫星分布式姿态协同控制

研究了跟踪时变参考姿态情况下的编队飞行卫星协同控制问题,提出了一种非线性饱和的分布式协同控制器。在控制器中引入了一个双曲正切函数向量,保证了连续控制输入的有界性。采用Barbalat引理对姿态跟踪情况下闭环协同控制系统的稳定性进行了分析,得出了系统渐近稳定的结论。通过对各种条件下的仿真,验证了算法的有效性,并确立了编队卫星信息流图的拓扑结构和控制器增益等因素与暂态过程中相对姿态保持性能的关系。     

基于AFDX网络的飞行管理仿真系统

系统建模与数字仿真是大型客机飞行管理系统研发的重要阶段.初步建立了基于航空电子全双工交换式以太网(AFDX,Avionics Full-Duplex Switched Ethernet)的飞行管理系统分布式实时仿真系统模型.对飞行计划、飞行导引、轨迹预测、性能计算、综合导航、导航数据库、综合显示等核心功能进行了分析建模和算法开发.并在此基础上对飞行管理计算机、综合导航系统、自动飞行系统等仿真子系统进行了设计,在满足实时性要求的前提下,基于AFDX网络与分布式仿真结构实现了对以飞行管理计算机系统为核心的航空电子仿真系统的集成,给出了一种通用的、基于AFDX网络的飞行管理系统分布式仿真框架.仿真系统的运行结果证明:基于AFDX网络的分布式仿真结构能够有效满足实时性要求,提高网络通信性能.      

基于动态RCS的无人机航迹实时规划

传统的无人机航迹规划主要采用仅考虑无人机与雷达距离的简化雷达威胁模型,未充分考虑无人机雷达散射截面RCS(Radar Cross-Section)随自身姿态角改变而产生的动态变化.据此,提出了无人机周向动态RCS模型,并建立了综合考虑无人机动态RCS与雷达距离的探测概率模型,利用遗传算法进行了基于动态RCS的航迹实时规划,计算结果与传统航迹规划结果进行了对比.仿真结果表明该模型的可行性和有效性,能充分利用无人机自身的优势规避威胁,满足无人机的航迹实时规划的要求.      

深空再入返回飞行仿真及工程应用分析

深空高速再入对返回技术提出了许多新的挑战.采用传统弹道式返回,将使返回器面临残酷的气动热环境,同时需要解决落点偏差大的问题;采用新的预测制导返回技术需要解决返回过程的航迹规划、制导和姿态控制问题.根据球冠倒锥外形飞行器在大气层内再入飞行时的受力情况建立飞行器的动力学模型,然后对弹道式返回和预测制导返回两种飞行方案进行仿真,最后围绕返回飞行总体特性参数和返回方式的技术要求等进行工程应用分析,为深空返回的工程实践提供指导.     

卫星编队对空间非合作目标测距相对导航精度分析

针对单颗卫星对空间非合作目标测距不能估计全部相对运动状态的问题,提出利用编队中多颗卫星同时测距相对导航。建立了相对运动状态估计的系统模型;推导了系统可观测矩阵;通过计算系统可观测度和采用无迹卡尔曼滤波（UKF）对目标相对运动状态进行估计,研究了观测矢量方向和数量与相对导航精度的关系。结果表明双星测距能估计全部相对运动状态,观测矢量夹角越大,相对导航精度越高,在编队尺寸远小于目标距离的前提下,多于两颗的卫星测距并不能明显提高相对导航精度。     

飞翼布局作战飞机起降特性分析

飞翼布局作战飞机采取新型操纵面,且取消了常规的用于起降增升的襟翼装置,研究了该特殊构型飞机起降飞行的操纵新机理.以一种飞翼布局飞机为例,根据风洞试验的结果比较了典型的飞翼与常规布局作战飞机低速气动特性的差异;进而计算了其起降性能,并与典型常规布局作战飞机F-16进行了对比分析.结果表明,由于全翼面的布局设计,飞翼飞机具有翼载荷低的特点,使其更容易满足起降性能的要求.研究结果对飞翼布局作战飞机的设计和性能评估具有重要的参考价值.     

不确定切换系统的鲁棒自适应控制方案

针对切换信号依赖于独立决策变量的不确定切换系统,基于多Lyapunov函数方法和模型参考自适应控制理论,提出并分析一种控制器具有非线性死区特征的鲁棒自适应切换控制方案.首先,由参考切换系统和自适应控制律集合建立闭环切换系统,而后构造Lure-Postnikov形式的多Lyapunov函数,并以一组线性矩阵不等式推导给出闭环切换系统为有界模型参考自适应控制系统的充分条件.最后,选择HiMAT(Highly Maneuverable Aircraft Technology)飞行器包线内的5个工作点,以其纵向短周期运动模型建立切换系统,并设计具有非线性死区特征的鲁棒自适应控制器.仿真验证了方案的有效性,结果表明系统在快速连续切换下可良好地跟踪期望轨迹.