载人火星任务气动捕获段轨道初步设计

以载人火星探测任务为背景,建立了气动捕获段轨道的三自由度动力学模型。给出了满足任务要求的约束条件,求解了进入走廊,并分析了相关参数对轨道的影响。在此基础上采用遗传算法与序列二次规划相结合的串行优化策略,分析了通过侧倾角控制可达的航程范围。研究表明,气动捕获相对于直接减速入轨在能量需求上有显著优势,且具备一定的机动能力,是一种较为可行的载人火星飞船入轨方式。     

基于混合粒子群优化的多目标决策新方法

多目标优化问题中的一个关键在于合理地评判各有效解的优劣。通过引入灰色系统理论中灰色关联度的概念作为评判准则,结合粒子群优化算法进行有约束多目标规划问题的研究。提出了一种新的不可行解的保留策略,进化过程中以此策略保留适量的不可行解,有利于增强对约束边界附近可能的最优解的搜索,同时,针对粒子群优化算法的容易陷入局部最优的缺点,实现了以粒子群优化为载体的混合算法:即对全局极值邻域进一步混沌搜索寻优。仿真结果表明改进的算法对多目标决策问题是有效的。     

三种艉部附体方案的粘性阻力数值计算

水面船舶艉部附体不但影响船舶的阻力,而且对螺旋桨的伴流分数以及推力减额也会产生较大影响。近年来,越来越多的研究者都重视使用数值方法进行船舶附体优化设计。在分析某排水型水面船舶艉部附体特点以及优化目标后,设计出两套艉部附体优化方案。通过数值计算方法对这3种方案的船体带附体模型在不同雷诺数条件下进行三维粘性流场的数值模拟。分析比较了它们的粘性阻力和螺旋桨桨盘面处的伴流,最后得到双尾鳍附件的最优方案。     

基于NSGA-Ⅱ多目标优化的C2组织设计

把NSGA-Ⅱ算法用于求解C2组织设计问题.分析了C2组织设计常见处理算法在优化目标处理和算法流程两方面存在的问题,给出用NSGA-Ⅱ算法求解C2组织设计问题的算法设置.把NSGA-Ⅱ这样一种多目标优化算法引入C2组织设计问题,改变了以往研究此类问题时只能定义单个指标的情况,使领域专家能定义和研究新的优化目标.针对C2组织设计问题的特性做了调整后,实验结果数据表明NSGA-Ⅱ可以迅速地同时得到高质量和富有启发性的一群优化结果.     

基于序列二次规划算法的控制律寻优设计

针对某型无人机设计的纵向控制系统,运用经典控制器设计,然后通过参数优化而进行时域自动调节控制律参数的方法设计控制律,优化算法采用序列二次规划法.自动调参的过程是直观可视的.仿真结果表明运用该方法所设计出的控制律满足飞行品质要求,比传统的人工调节控制器参数效果更好,并提高了工作效率.这种方法可以应用于其他控制对象.     

粒子群算法的弹道参数辨识方法

提出一种基于粒子群算法的航空武器气动参数辨识算法,该算法采用粒子群算法计算航空武器气动参数分段函数的分段边界点马赫数值,在此基础上采用实数编码遗传算法计算分段函数的多项式系数.采用该算法进行某型炸弹阻力系数辨识计算,计算结果表明:该算法可行,且计算的阻力系数精度高.计算结果已成功应用于某型航电火控系统的设计中.     

反辐射无人攻击机过载参数分析

基于反辐射无人攻击机导引头控制原理,在建立反辐射无人机末制导系统数学模型的基础上,根据反辐射无人机的作战环境和特点,分析了反辐射无人攻击机攻击弹道预定过载参数的影响,并依据反辐射无人攻击机的弹道运动方程进行了仿真运算,选取了最佳的攻击弹道.     

战术导弹多学科设计优化

建立了战术导弹多学科系统分析模型,提出了战术导弹多学科设计优化方法.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足战术导弹总体设计指标的最优发动机设计方案,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力时间曲线,实现了战术导弹多学科设计优化,缩短了战术导弹总体和固体推进学科的设计周期.战术导弹设计优化时不仅考虑了导弹战技性能指标要求,而且还考虑了22个典型攻击目标的运动特性,增加了导弹最优设计结果的实用性.     

高超声速滑翔式再入飞行器最大航程飞行轨迹分析

针对航程最大的再入问题,研究了高超声速滑翔式再入飞行器的飞行轨迹特性.使用Legendre伪谱法进行轨迹优化,得到最优轨迹.分析了路径约束对轨迹的影响,以及在路径约束下控制量对飞行轨迹的影响.根据控制量的取值规律,提出一种升力系数的分段直线取值模型.数字仿真表明,通过该模型得到的飞行轨迹与最优轨迹类似,且航程相差很小,可以作为一种使航程最大的轨迹控制方法.     

基于MOEA/D的柔性结构燃料—时间多目标优化控制研究

利用基于分解的多目标优化算法(MOEA/D)研究了柔性航天器多目标优化的rest-to-rest机动问题.基于空间飞行器刚柔耦合动力学方程,提出了最小时间-最少耗能的多目标优化控制模型;给出了基于MOEA/D的算法框架,并对柔性飞行器空间机动问题进行了多目标优化控制的分析设计;典型算例表明该算法可有效地应用于柔性航天器姿态机动控制器的分析设计之中.