空间机动目标的跟踪和定位

轨道机动控制过程中，推力加速度的不确定性是机动目标运动的主项摄动。通过对推力加速度和机动目标运动建模，在地心惯性系建立了增广系统状态动力学模型，在地平测量坐标系建立了离散量测模型，同时讨论了机动目标增广状态非线性动力学模型的线性化问题。给出了扩展卡尔曼滤波实时估计增广状态向量的算法，仿真分析证明所述算法稳定、收敛，对机动目标具有较高的定位精度。     

基于直二元喷管形面尺寸的涡扇发动机参数优化设计研究

为了在设计阶段提升带直二元喷管涡扇发动机的总体性能,开展了基于直二元喷管形面尺寸的涡扇发动机参数优化的研究。首先,建立了带直二元喷管的涡扇发动机模型,提出了发动机正后向排气系统红外辐射特征的计算方法,分析了直二元喷管尺寸对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型,利用序列二次规划算法对在设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。仿真结果表明：在设计点上,相较于不带直二元喷管的涡扇发动机,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的红外性能,并且通过算法优化后,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的性能参数。     

一种优化的挠性陀螺仪六位置试验方案

为了以较低的试验成本获得较高的挠性陀螺静态误差模型系数估计精度,提出了一种基于D-最优准则和正交试验设计的优化地理坐标六位置试验方案.为了验证D-最优地理坐标六位置试验方案的有效性,进行了多次D-最优地理坐标六位置试验和ANSI/IEEE Std 813-1988中规定的地理坐标八位置试验.试验结果表明,在试验成本较低的情况下,D-最优地理坐标六位置试验方案不仅可以估计出挠性陀螺简化静态误差模型系数,而且其估计精度比ANSI/IEEE Std 813-1988中规定的地理坐标八位置试验方案的估计精度略高.      

同一平面气动力辅助变轨的近似解及分析

采用格林函数法,给出了同一平面气动力辅助变轨飞行的3种过程约束(气动加热率、动压、升力约束)条件之间关系的近似定量描述形成的飞行包络线.由此求解了航天器同时受3种约束条件时,各种性能指标下的同一平面气动力辅助变轨轨迹的近似解及相应的最优控制规律.文中对近似解与控制规律的内部结构作了细致的分析,得到了一些有益的结论.     

一种实用、高效的结构优化设计方法研究

采用泰勒(Taylor)公式将原数学规划问题中的目标函数归并成对数形式下的二次函数,并采用丢芬(Duffin)公式将原数学规划问题中的约束函数归并成单项式,再取对数,使其转化成线性函数,形成二次规划问题.然后用广义乘子法来求解二次规划问题.最后用一实例对该方法进行验证.      

冗余测量参数估计的四种数学模型

针对冗余测量的不同情况,提出了四种数学模型及其解算公式,并给出了估计值误差的计算方法。     

应用最优化理论中的投影定理计算平行正投影

拟应用最优化理论中的投影定理,从理论上严格证明物体平行正投影的存在和唯一性,并在此基础上建立一个全新的平行正投影计算方法.内容包括:①应用数学语言阐明三维物体平行正投影的含义;②应用最优化理论中的相关理论依次论证与投影定理有关的几个命题,并在此基础上严格证明物体平行正投影的存在和唯一性,以及利用傅里叶级数形式建立平行正投影计算式;③简要分析这种计算方法的特点.      

对地观测多载荷任务规划的建模与算法

研究了空间对地观测中配备多个有效载荷时的观测任务规划问题。首先建立了该问题的组合优化数学模型,优化指标考虑了科学和经济利益的最大化和各项资源约束;然后应用遗传算法对该问题进行了求解,并与贪婪算法结果进行比较;最后,验证了模型的有效性和算法的优越性。     

高超声速飞行器尾喷管的优化设计

以喷管上壁折转角、下壁长度、舵面长度及其折转角为设计变量,结合遗传算法和特征线法对高超声速飞行器尾喷管进行了优化设计,并对设计变量进行了参数研究.结果表明,所采用的优化设计方法计算效率高且比较准确,特别适合于高超声速飞行器尾喷管的优化设计;所采用的4个设计参数均能有效地影响尾喷管的气动性能,其中喷管上壁折转角和舵面折转角分别对喷管的升力和推力的影响相对明显,对其进行均衡选择方能得到最优的结果.      

流体驱动高速机构中缓冲装置的优化设计

受流体驱动高速运动的机构,受阻后突然停止将导致零件变形甚至断裂.为得到缓冲结构的最佳方案,运用正交试验法从27种设计方案中确定了9个试验样本,并通过流固耦合与非线性有限元法对其高速运动与冲击过程进行了仿真分析.在此基础上,应用改进的BP(Error Back-Propagation)网络训练得到吸能结构参数与零件应变能的非线性映射关系.通过优化,得到了最佳方案,明显提高了方案优选效率.