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摘要:本文通过建立航天器在空间作战的拦截模型,根据运动学的理论来设计航天器空间作战最优拦截轨道.应用拉格朗日极小值原理,以能量为目标函数,设计出最小能量入轨拦截(共面拦截)和最小能量碰撞拦截(异面拦截)两种拦截轨道,并通过算例进行了具体的计算和优化分析.最后比较两种拦截方式的优劣,根据现代战争的需要,可采用不同的拦截方案,如果需要实时拦截可采用碰撞拦截和区域拦截,如果需要高精度拦截且时间不限可采用入轨拦截.
摘要:用双二体模型和最新的星历表数据,给出了奔月过程中的光照、测控和轨道运动学等约束条件下月球探测器通过停泊轨道中转垂直着月的窗口,以及停泊轨道和地月转移轨道的运动学参数的确定方法,并进行了仿真计算.分析表明,该方法可快速计算探测器发射窗口,为精确轨道设计的搜索提供初始条件.
摘要:基于金属丝网材料机理设计制作了金属丝网夹层阻尼板,在悬臂和自由悬吊两种支持条件下对夹层板与同厚度单层铝板分别进行振动衰减实验和稳态振动特性实验,研究金属丝网夹层阻尼板的阻尼特性和动态特性,并对金属丝网夹层阻尼板的模态频率、模态振型和模态阻尼进行识别和分析,通过比较夹层板与同厚度单层铝板的阻尼特性,检验夹层阻尼板的减振效果以及验证本文设计方法的有效性。
[硕士论文] 王会利
工程力学 西北工业大学 2007(学位年度)
摘要:本文对空间作战拦截轨道设计与优化进行了研究。文章系统地研究了航天器空间作战过程中的最优拦截轨道设计方法。首先,在简单介绍航天器及天体运动的基本理论和方法的基础上,引出航天器轨道的描述和计算方法。提出了几种航天器拦截的方法,并推导出每种方法的数学模型,选择性的给出了航天器为圆轨道时两次冲量最小能量共面拦截和最小能量异面拦截的详细运动模型和算例分析。然后,采用坐标原点在目标飞行器质心的惯性坐标系来描述追踪器对目标器的相对运动方程,应用Pontryagin极小值原理建立了有限推力作用下空间拦截最优控制运动方程,并推导了相对运动有限推力变轨时间最短控制方程。基于方程组是变系数的、非线性两点边值问题很难进行数值求解,本文根据最优控制理论,简化其模型,将其转化成一个求双积分模型时间和能量综合最优控制问题,得到最优控制轨线。最后,采用轨道根数作为状态变量,以航天器发动机产生的推力加速度作为控制变量建立空间拦截模型。在高斯型拉格朗日方程变换的基础上,利用庞特里亚金极大值原理对空间最优拦截轨道要素方法进行了推导,得出求解状态变量和控制变量的解析解形式。
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