完全非线性近似逆及其在轨迹跟踪中的应用

非线性系统输出跟踪问题在理论和实际中都具有十分重要的意义。人们对此问题进行了大量地研究和广泛地应用。但是所有的研究对象一般都要求仿射型非线性系统,以便容易解出相应的控制输入。对于一般的完全非线性系统,由于没有控制输入的显性表达式,很难得到相应的结果。本文讨论了完全非线性系统的输出跟踪问题,在理论上研究了完全非线性系统逆的存在性。利用神经网络可逼近任意 Ｌ２ 函数的特性,提出了求解完全非线性系统逆近似控制律的方法,并由此研究了完全非线性飞机模型的轨迹跟踪问题。通过对飞机轨迹跟踪问题的仿真,表明该方法是切实可行的。     

小推力登月飞行器轨道初步研究

进行了基于二体模型和平面三体 登月飞行器轨道控制方法的初步研究。首先研究了在二体模型下,基于逃逸条件和“远地点可达”条件下不同推力作用下的飞行器运动仿真。接着将“远地点可达”要领应用于平面三体模型下的向月飞行的轨道研究;完成了从近地低轨道到月球影响球附近的轨道飞行控制方法的研究。仿真结果证明了使用“远地点可达”概念完成地球逃逸段发动机推力终点选择的可行性。     

助推—滑翔飞行器轨迹设计研究综述

近年来,随着武器防御系统的不断发展,具有高突防能力的基于助推—滑翔概念的超声速跨大气层飞行器成为国内外的研究热点.目前国内外出现多种助推—滑翔飞行器轨迹设计方法,但较全面地对各种方法进行综合研究的文献非常有限且近期未见公开发表.通过对这方面相关文献的研究,将助推—滑翔飞行器轨迹设计的关键问题分类,总结了常见解决方案的特点和应用情况,对一些热点问题进行了探讨,并对未来的工作提出了建议     

反战术弹道导弹总体优化设计研究

应用求解非线性规划问题的直接方法,针对一种典型的目标弹道(1000km),对一种方案反战术弹道导弹进行了总体参数优化设计研究.研究中考虑了:发动机特性参数的变化;导引头侧窗口对交汇角的限制;烧蚀问题所引起的对最大马赫数Ma_max的限制和末速的限制;导弹发射时机的选择;导弹的初始弹道角的选择;其它(如最大过载和最大攻角的限制及重力补偿等).研究的目的是在考虑满足各种限制的条件下,通过选择各主要参数,使拦截区最大.结果表明,通过采用混合火箭发动机方案可扩大导弹的作战空域,同时满足采用侧窗导引头所带来的限制条件.      

美国航天器交会技术研究

美国交会对接技术的发展可分为三个阶段：＂双子座＂与＂阿波罗＂飞船,航天飞机,以及后航天飞机时代的项目。自主交会技术的发展,首先基于多种制导和导航敏感器的研发,特别是用于最终逼近段的激光敏感器。制导、导航与控制系统的冗余,以及故障检测与隔离的方法,在轨迹安全性中起重要作用。文章研究美国自主交会方案,包括＂双子座＂,＂阿波...     

月球探测器轨道设计与地面观测弧

本文研究月球探测器轨道设计方法及与地面观测弧的关系。主要研究地月直接转移轨道和定相环形转移轨道。通过建立Ｂ平面用迭代方法得到满足要求的月球卫星轨道，并认为定相环形转移轨道的测控优于直接转移轨道。     

基于预测校正法的低升阻比飞船再入轨迹设计

对低升阻比飞船高速再入地球大气层的轨迹规划问题,提出了基于数值预测校正NPC(Numeric Predictor-Corrector)法的预测制导方法,并用时间替代能量作为自变量从而规避奇异问题;由飞船再入的3自由度运动方程推导纵向平面内的运动方程,并使用预测-校正方法获得倾侧角数值;同时通过设计横向漏斗确定倾侧角的符号,最终得到当前需要的倾侧角.仿真结果表明,该方法能根据不同的再入条件得出对应的再入轨迹和倾侧角变化规律,其动压、热流率、过载也符合再入要求.     

面向地面运动目标的无人机协同航迹规划

由于现有无人机协同航迹规划主要局限于固定目标,提出了一种面向地面运动目标的无人机协同航迹规划方法.给出面向地面运动目标的无人机协同航迹规划总体方案;采用按时间推进的自规划与同步规划交替进行的协同规划机制,满足协同信息交互存在时间间隔的约束;在规划中将无人机运动与地面目标运动结合并构造适合于地面运动目标的启发函数,利用启发式搜索算法快速生成航迹段;采用分布计算协同变量的方法降低了协同计算量.仿真结果表明该方法可以使无人机通过信息交互和自主分布计算快速生成面向地面运动目标的三维协同航迹,且满足规划的实时性要求.     

智能监控场景中运动目标轨迹聚类算法

轨迹分析是视频监控场景理解的基础,但由于遮挡等原因,跟踪过程会出现不完整的噪声轨迹,导致分析结果不准确.针对此类问题利用改进的轨迹相似度度量和聚类方法进行场景区域分割.首先,对轨迹进行编码,提出利用轨迹的空间特征和速度方向特征改进相似性度量方法计算轨迹间距离;其次,采用改进的层次聚类算法,以该类最长轨迹作为运动物体行为模式代表,将在空间上接近且具有相似速度特征的轨迹划分为同一场景区域,得到符合实际情况的聚类结果.本算法无需对轨迹进行复杂的预处理或过滤,并且加入速度方向特征使区域划分更加合理.最后,在真实场景下,验证了该聚类算法的有效性和普遍适用性.     

Parameterized design of abort trajectories with a lunar flyby for a crewed mission

This article proposes an analytical preliminary design method for abort trajectory with a lunar flyby and the trajectory ergodic representation based on parameterization, as well as their application in studying the abort trajectories’ characteristics. First, by introducing two parameters, the perilune altitude and the perilune transfer time, the preliminary solution is developed parametrically using pseudostate theory to connect two special Lambert processes. The fast convergence of the improved differential correction under the high-fidelity gravity field verifies the accuracy of the proposed preliminary design method. Next, the two parameters are regarded as a set of variables to define an abort trajectory. Based on this, an ergodic representation of the abort trajectory with a certain abort time is yielded using the proposed design method, which offers a global view of the feasible abort trajectories. In addition, the influences of some factors on the performance of these abort trajectories are investigated based on the proposed design method and ergodic representation. The simulation results show that the abort time and the transfer time of the nominal trajectory significantly affect the ergodic representation and characteristics of the abort trajectory.