摘要：使用混合推进方式设计地-月圆型限制性三体模型下的最省燃料转移轨道。将化学发动机以及电推进发动机的燃料消耗总和作为目标函数进行优化,推导一阶必要条件和雅可比矩阵。选择从近地圆轨道出发到达地-月L1附近Halo轨道的转移轨道为例测试上述方法。仿真结果表明,相比发射脉冲固定的情况,混合推进方式进一步降低了燃料消耗,而且给出了飞行时间和燃料消耗不同的组合方式,给予任务设计更大的灵活性。

摘要：以雷达制导的地空导弹系统为仿真对象,运用HLA分布式仿真技术进行系统分析和功能划分,在对各功能模块进行需求和能力分析的基础上,以组件重用和系统可扩展为目标,设计了联邦对象并实现了联邦开发,成功组建分布式仿真系统。仿真结果分析显示,仿真系统设计合理,仿真逻辑正确,仿真组件通用性好,可定制性强。设计经验表明,系统分析与联邦对象设计是基于HLA的分布式仿真系统实现基础。

摘要：研究一种基于修正罗德里戈参数的考虑执行机构特性的飞行器滑模控制律.建立结合双框架控制力矩陀螺的飞行器姿态动力学模型和基于修正罗德里戈参数的姿态运动学模型;分析模型不确定性以判断其对滑模控制方法的适用性,提出滑动面进而设计相应的滑模控制器,接着结合线性系统理论和李雅普诺夫稳定原理对控制器的参数确定进行了分析;使用蒙特卡罗法数值仿真验证此控制律的效果.结果证明上述控制器可有效完成姿控任务,且控制精确,鲁棒性良好.

摘要：主要研究了时间最优多脉冲交会问题中最优交会时间和最优脉冲数随各因素的变化规律.建立了考虑路径约束的数学模型,并利用遗传算法对问题进行了求解.在此基础上通过大量的数值计算研究了共面圆轨道间交会问题中各因素(包括轨道半径比、初始相位差、燃料以及路径约束)对最优交会时间和最优脉冲次数的影响,并总结出了最优交会时间和最优脉冲数随各因素的变化规律.根据最优交会时间随各因素变化的曲线较为"平缓"(均为单调或只有一个极值)的事实,指出可以利用较少的特征点通过插值的方法来快速求解最优交会策略.结论对于空间营救和在轨规避等实际任务的轨道设计具有一定的参考价值.

摘要：研究了平行构型双框架控制力矩陀螺(DGCMG)的操纵律。分析平行构型DGCMG系统奇异情况及控制特点,在此基础上给出角分布操纵律的设计思想及具体形式。从解决奇异问题等方面,对其性能进行分析。针对无法逃离奇异的不足和角分布运动的权重系数动态变化的需要,改进其外框架角速率指令并仿真验证改进后性能。

摘要：以红外末敏感子弹药为对象,研究了红外末敏感子弹药的目标捕获方法与引战配合.利用建立的遭遇模型和遭遇时间解算算法,计算了遭遇时间,并将其长短作为目标是否被捕获的判断标准,为该型末敏感子弹药的目标捕获判断提供了一种新方法.将引战配合设计融入到了目标捕获与打击策略中,由零脱靶量的确定给出了战斗部安装角设计原理和影响因素.结果表明,目标捕获判断方法较为有效,具有工程应用价值.

摘要：以组建具有良好可扩展性和可重用性的仿真系统为目的,在HLA分布式仿真技术的基础上,采用面向对象的建模与仿真技术分析并设计了分布式的航天任务仿真系统。系统由控制中心,测控站,航天器和视景显示四类联邦成员组成,控制中心和测控站构成虚拟的航天测控网,完成对航天器的监测和控制,仿真结果通过视景联邦成员用3D图像表现出来。在对仿真系统不作任何修改的情况下,加入不同个数的航天器联邦成员,能够完成诸如单个航天器入轨和卫星星座等的航天任务仿真。在此仿真系统的基础上,通过扩展和重用,可以方便的组建特定目的的其它航天任务仿真系统。面向对象的建模与仿真技术应用于空间总体技术仿真是一种新方法,有利于更大规模的系统集成,也便于仿真组件的发展与重用。

摘要：基于电磁航天器作用原理,利用拉格朗日方法,建立电磁航天器'绳系'动力学模型.基于偏差线性化动力学模型,以切向、径向编队为例,分析编队构型保持稳定性,设计构型保持控制律;将双星电磁航天器编队(EMFF,Electromagnetic Formation Flight)重构运动规划问题转化为标准优化问题,利用高斯伪谱优化方法进行求解.并提出序列控制策略,将该双星模型扩展应用于多星电磁编队构型重构问题,转化为多阶段运动规划问题利用多阶段优化方法进行求解.仿真结果表明本文的动力学建模方法和控制方法是可行的.

摘要：基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.

摘要：针对约束再入点地理位置的再入飞行器离轨问题,提出了一种基于星下点机动的离轨规划方法。再入飞行器的离轨轨道设计受到飞行器当前轨道状态和再入点参数的约束。首先,基于轨道飞行原理,建立了一般椭圆轨道冲量模型下离轨制动参数和再入点参数的关系,分析了最优离轨的推力施加原则;其次,在考虑地球自转的前提下,提出了直接离轨必要条件,针对约束再入点经纬度的问题,完善了利用非线性规划优化方法确定有限推力模型下离轨点位置的策略,同时给出了符合燃料最优目标的离轨制动参数;最后,探讨了一般情况下初始轨道不满足直接离轨必要条件时,为满足星下点约束而进行的轨道机动施加策略。