摘要：为对某次失败的火箭发射过程进行故障分析,本文对可能的故障情况进行了数值仿真研究。根据飞行过程的故障现象及箭载测量数据分析了可能的故障原因,并根据燃气发生器的特点对该燃烧室内雾化、燃烧过程进行了数学建模和数值仿真。根据可能的故障情况进行了逐一的数值仿真和结果分析,并与有限的箭载数据进行了对比。结果表明:采用该数学模型能够很好地对火箭发射过程中的故障进行再现;该型号的燃气发生器存在一定的设计缺陷,需要进行设计优化;扰流环倾斜是此次飞行最有可能的故障情况。

摘要：研究了高超声速变形飞行器在考虑输出误差受限与输入饱和条件下的姿态控制问题。首先建立了考虑不确定性的动力学模型,基于双曲正切函数与辅助系统得到了面向输入饱和的控制系统,并设计了转换误差使系统能在更为宽松的收敛条件下实现输出误差受限控制。然后,基于模糊逻辑系统及有限时间理论设计了模糊干扰观测器(FDO),使系统对干扰的估计误差能在有限时间内收敛至原点。接下来设计了反步法控制系统,并基于Lyapunov稳定性理论证明了在考虑输出误差受限与输入饱和约束下的闭环系统收敛性。最后通过数学仿真验证了所设计方法的有效性。

摘要：立体视觉系统对目标的可见性及测量精度问题直接决定了基于立体视觉的飞行器相对导航的成败及导航精度。从立体视觉系统结构出发,对目标的可见性及测量精度问题进行了研究。分析了目标可见性及系统测量精度的影响因素;推导了相机参数、立体视觉系统结构参数及目标特征位置等因素对视觉盲区、有效视场宽度和目标可分辨性的约束公式;建立了以上各因素对立体视觉系统相对导航测量精度影响的模型公式,并进行了仿真分析。仿真结果可用于飞行器相对导航中立体视觉系统结构的优化设计。

摘要：设计空间监视卫星时,需要分析设计卫星与大量被监视空间飞行器的接近能力。通过具体仿真实例提出了一种基于摄动模型的快速最优接近轨道搜索方法,可以大大提高仿真速度,仿真结果证实了该方法的有效性,统计参数通过了精确模型的确认,也验证了算法的可信性。

摘要：地球扁率对航天器机动轨道的影响不可忽视,因此研究考虑地球扁率的机动轨道设计方法对实现航天器的快速自主轨道机动是很有意义的。打靶法能够很好的解决两点边值问题,因此可以用来设计机动轨道。在仿真过程中发现,虽然一般情况下打靶法都能够很快收敛,但当地心转移角接近π时却出现发散现象,用卫星工具软件包(STK)、拟平均根数等方法验证了这一现象。通过理论分析找到了在两次冲量转移假设下,考虑地球扁率的机动轨道在地心转移角接近π时对末端边界条件比较敏感的原因,并提出了解决办法。

摘要：针对飞行器再入姿态运动设计了一种基于扩张状态观测器(extended states observer,ESO)的预测控制方法。为了降低系统的阶数,将姿态系统分成姿态角子系统和姿态角速率子系统,分别设计控制器。采用动态逆方法将运动方程线性化,并基于此推导了解析的最优预测控制律。为了提高控制器的精度和鲁棒性,采用ESO对模型误差和不确定扰动进行估计,并在预测控制律中进行补偿。最后证明了算法的稳定性。通过六自由度仿真分析,验证了控制方法的良好性能。

摘要：针对高超声速变形飞行器处于变形飞行阶段需要兼顾高性能控制和低资源消耗的问题,提出一种新型事件触发快速有限时间控制方法。将高超声速变形飞行器模型转化为面向控制的模型以便于控制系统设计。使用快速有限时间控制技术设计姿态控制器,保证跟踪误差能够快速收敛。开发切换动态事件触发策略来降低执行机构动作频率,设计的过程已充分考虑并降低潜在的性能损失。使用李雅普诺夫理论证明闭环系统稳定和跟踪误差有限时间收敛。与传统有限时间控制相比,快速有限时间控制提高了闭环系统远离平衡点时收敛速率,事件触发机制有效降低执行机构动作频率。控制方法实现了针对高超声速变形飞行器的高性能控制,降低了飞行器系统资源消耗,未带来明显的性能损失。飞行仿真验证了所设计方法的有效性和优越性。

摘要：对多约束条件下远程助推滑翔飞行器再入滑翔飞行问题,提出了一种基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法。建立了远程助推滑翔飞行器的动力学模型,确定了飞行轨迹约束条件,详细阐述了基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法的制导原理,设计了远程助推滑翔飞行器的侧向和纵向制导律,并采用LQR(linear quadratic regular)方法设计了纵向制导参数,仿真验证了该方法的可行性。与以往再入滑翔制导方法不同,该制导方法主要利用飞行攻角的变化来调节飞行轨迹,飞行过程中飞行器的速度倾侧角较小。仿真结果表明,该制导方法能满足远程助推滑翔飞行器的再入滑翔制导问题,并且具有较好的鲁棒性和自适应性。

摘要：研究了考虑航路点、禁飞区、热流、动压、过载、控制量以及终端状态等多种约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计问题。分析了采用一般Gauss伪谱方法进行高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计存在的主要问题,为此,提出了轨迹分段优化策略,将轨迹优化的一般最优控制问题转换为多段最优控制问题,进而将各段轨迹按Gauss伪谱方法进行离散化,将连续多段最优控制问题转换为非线性规划问题进行求解。以多约束条件下最大射程轨迹优化为例进行仿真分析,结果表明分段优化方法能够较快地设计出满足各种约束条件的优化轨迹。

摘要：采用线性化CW方程研究了空间飞行器近程自主交会轨道设计问题。结合多冲量滑移算法和工程上对交会时间的要求,提出了快速、指数及慢速滑移轨道的概念,给出了三种轨道的设计方法和实现算法。本方法可以实现接近操作减速以及撤离操作加速的任务要求。通过仿真对接近和撤离等交会操作进行了验证,仿真结果表明设计方法可行,满足交会任务对时间及状态参数变化规律的要求。