盒栅式电子倍增系统在不同路径下的模拟计算研究

利用CST软件对不同路径的盒栅式电子倍增系统进行建模,将相邻打拿极的排布分为“Z”型和“U”型。模拟计算这两种最小打拿极排布单元及其衍生路径下,电子倍增系统内电场分布、电子运行轨迹和电子倍增增益的差异。模拟结果显示,不同打拿极排布下电子倍增系统内的电场分布差异不大,但电子运行轨迹和电子倍增增益差别显著。结合盒栅式电子倍增系统实际装配的合理性,通过计算分析得出打拿极排布的基本原则,并在八级打拿极结构的情况下,优化得出较合理的排布路径。     

基于监视数据的实时飞行流量计算算法的设计与实现

实时飞行流量计算是空中交通流量管理的一个重要研究内容。本文构造了一种基于监视数据的实时飞行流量计算算法。算法将空域分为面空域、线空域和点空域三类,并针对3类空域结构设计了飞行流量计算方法,设计了避免重复计算处于特殊位置的航空器的计算流程。利用真实飞行轨迹进行验证,本文算法能实时计算出各类空域单元的交通流量,并且符合实际飞行原则和空域使用规则,是一种合理有效的实时飞行流量计算方法,具有一定的参考价值和实用性。     

基于性能退化数据的可靠性评估

传统的可靠性评估方法一般基于失效寿命数据，对于高可靠长寿命产品，很难通过寿命试验和加速寿命试验获得失效寿命时间，这种情况下产品的性能退化数据可提供可靠性评估的重要信息。在基于失效数据可靠性评估及性能可靠性评估方法的基础上，提出了基于退化轨迹与基于性能退化量分布两种可靠性评估方法，以对具有退化失效机理的高可靠长寿命产品进行可靠性评估。基于退化轨迹的可靠性评估方法首先选取合适的退化轨迹模型，利用退化数据对退化轨迹进行模型拟合得到模型参数，然后根据退化轨迹外推得到伪失效寿命，最后根据完全寿命试验数据的统计分析方法进行统计分析得到产品可靠性信息。基于性能退化量分布的可靠性评估方法首先计算不同测量时刻产品性能退化量的统计特征，对其进行曲线拟合得到统计特征随时间变化的函数，即性能退化量分布参数，最后利用可靠性与性能退化量分布的关系评估产品的可靠性。本文最后给出了两种可靠性评估方法的应用案例，验证了方法的正确性与有效性。     

太阳同步回归轨道的轨道面外运动及在轨数据分析

针对近地太阳同步回归轨道的轨道面外运动,基于在轨遥测数据分析了轨道倾角和降交点地方时的运动变化规律。日月三体摄动对轨道倾角产生了长周期和短周期的运动,基于数据驱动方法进行了不同周期运动的辨识与分解,并与经典的解析解进行了比对。解析解反映的倾角半月周期运动与在轨数据基本一致,可以作为倾角半月周期运动的预报依据。基于轨道面外运动特征,分析了自主轨迹保持任务中虚拟编队构形参数与轨道面外参数的相关性。在精确回归轨道保持时充分考虑了轨道面外运动的特征,降低了自主轨道面外控制的频次。研究结果可以作为轨道面外运动轨迹优化的基础。     

基于Gauss伪谱法的固体运载火箭上升段轨迹快速优化研究

研究Gauss伪谱法在多级固体运载火箭上升段轨迹快速优化设计中的应用。针对多
级固体运载火箭上升段轨迹优化的特点,研究了求解多阶段最优控制问题的Gauss伪谱法,
引入连接点概念处理间断点,设计了边界控制变量计算方法。为进一步提高轨迹优化速度,
设计了含初值生成器的Gauss伪谱法串行轨迹优化策略,实现了固体运载火箭上升段轨迹快
速优化。仿真结果表明,采用提出的优化方法优化一条上升段轨迹所用时间为2~3分钟,终
端约束和路径约束均得到很好满足,算法求解精度高,对初值依赖性小,设计的边界控制变
量计算方法可行。     

空间电磁对接的鲁棒非线性轨迹跟踪控制

基于电磁力实现空间对接控制可以避免常规小发动机所固有的推进剂消耗、羽流污染和对接冲击等问题,且性价比高,在小卫星领域应用前景广阔。空间电磁对接控制设计存在强非线性和强耦合性问题,电磁力建模具有不确定性。论文综合应用反馈线性化和鲁棒H∞控制设计方法,采用内外环控制策略,内环采用非线性状态反馈控制实现输入-输出线性化,外环采用鲁棒H∞控制实现对模型乘性不确定性的稳定控制。理论分析与仿真表明,基于内环反馈线性化和外环鲁棒H∞控制的综合设计方法能解决电磁力模型的强非线性问题,对模型不确定性具有较强鲁棒性,轨迹跟踪性能良好。     

直升机飞行的管制指挥探讨

引言直升机以其机动灵活、快捷、便利、适应能力强等特点广泛地应用于各个领域。随着国民经济的飞速发展以及我国低空空域管理改革的逐步深入,通用航空市场的需求量将越来越大,以直升机为     

基于自适应高斯伪谱法的SGCMG无奇异框架角轨迹规划

针对采用SGCMG作为姿态执行机构的小卫星,在大角度机动过程中SGCMG系统易陷入奇异的问题,提出了一种基于自适应Gauss伪谱法的SGCMG无奇异框架角轨迹快速规划方法。该算法综合考虑到实际工程应用中存在的SGCMG框架角受限、框架角速度受限,奇异量度受限,星体机动角速度受限以及星体初始和终端状态受限等约束条件,将卫星大角度机动问题看成满足上述一系列约束条件和边界条件同时实现某一性能指标最优的最优控制问题。然后,结合自适应高斯伪谱法与非线性规划技术,求解带有边界约束与路径约束的最优化问题,获得实现性能指标最优的无奇异SGCMG系统轨迹。仿真结果表明：该算法能够在25s的时间内给出顺利实现大角度机动并满足所有约束条件,同时近似精度优于10 -3 的高精度平滑轨迹。     

基于改进Gauss伪谱法的探月返回器跳跃式再入轨迹优化设计

基于改进的Gauss伪谱法,研究了探月返回器跳跃式再入轨迹优化设计问题.首先给出了探月返回器再入轨迹优化问题的三维模型.然后针对探月返回器配平攻角飞行的特点,考虑到实际倾侧角反转机动不可能瞬时完成,对单一控制变量倾侧角的变化范围进行合理限制,并以总吸热量为性能指标,设计了满足过载和驻点热流约束的小升力体大航程跳跃式再入轨迹.最后基于该优化算法,将返回器在各相同初始条件下发生跳跃和不发生跳跃时的最大航程进行比较,并求解得到在不同升阻比和存在不同程度大气密度偏差时不发生跳跃的再入轨迹最大航程和过载峰值,以分析跳跃式轨迹在扩大小升力体再入航程方面的优势.     

考虑机动系数的标准轨迹再入制导方法

针对再入过程中标准轨迹的实际长度需要通过多次更新或迭代求解的问题,提出了一种基于机动系数的通用再入轨迹设计方法。该方法将机动系数定义为真实轨迹长度与初始纵程之比,将再入过程中的机动性进行了量化,可以快速获得到达指定目标可行的轨迹长度;采用真实轨迹长度作为设计参考阻力加速度剖面的依据,避免了轨迹长度的迭代,简化了再入轨迹的生成流程;轨迹曲率问题采用动态航向偏差走廊的方法,控制终端航向偏差、剩余航程满足设计需求。设计轨迹跟踪控制器进行参考轨迹跟踪,完成再入制导。在机动系数区间内指定机动系数进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的标准轨迹制导方法能够快速生成满足路径及终端约束的标准轨迹,且轨迹跟踪效果良好,有较好的应用潜力。