一、火箭飞行精度鉴定基准误差传递建模与分析（论文文献综述）
高丽珍[1]（2021）在《基于地磁/MEMS陀螺信息融合的旋转弹药姿态估计技术》文中进行了进一步梳理论文以旋转弹药用地磁/MEMS陀螺组合姿态实时测量需求为牵引,围绕弹载传感信息的准确获取和高效融合问题,开展了旋转弹药外弹道运动模型构建、弹载地磁/MEMS陀螺信息模型建立及弹载应用简化、弹载地磁/MEMS陀螺输出模型参数快速标定与补偿、基于地磁/MEMS陀螺/弹道特征信息融合的弹体姿态估计及相应的试验验证等方面的研究工作。论文主要创新成果如下:（1）针对弹载地磁/MEMS陀螺测量信息中误差因素众多、建模复杂的难题,从传感器输入输出特性角度建立了弹载地磁综合磁测信息数学模型,并提出了基于椭球拟合和三位置组合的两步法现场快速标定方法。弹载地磁场信息综合磁测信息数学模型将地磁场测量中的30个标定参数简化为12个等效误差模型参数,参数的物理概念清晰、明确。基于椭球拟合和三位置组合的两步法现场快速标定方法根据矩阵正交化分解理论将地磁信息参数输出模型参数估计分解为:标准正交化过程和对准误差坐标正交旋转过程。标准正交化过程采用椭球拟合方法实现磁测信息的正交化、标准化及偏置参数估计;对准误差坐标正交旋转过程采用基于三位置磁测数据进行正交坐标系旋转欧拉角参数估计。仿真试验表明:该标定方法具有不需要现场标定基准设备、现场操作简单、误差参数标定精度高、弹载补偿算法计算实时性好的优点,便于弹载地磁场模型参数的现场标定与实时补偿,为外弹道飞行中弹体姿态的实时估计提供准确的地磁场测量数据。（2）针对发射过载造成弹载MEMS陀螺传感特性退化问题,从性能退化机理出发,分析了影响弹载MEMS陀螺测量精度的主要误差输入输出表现形式,建立了性能退化陀螺的等效线性模型,并提出了基于地磁信息哥氏效应模型的递推最小二乘参数估计方法。该方法在外弹道初始段陀螺性能退化稳定后,利用地磁信息和弹体角速率间的哥氏效应,可以快速在线实时估计弹载MEMS陀螺灵敏度和零偏等6个性能退化参数,具有模型参数估计精度高、无需高精度标定设备、在线实时估计等优点,解决外弹道初始段弹载MEMS陀螺退化参数的在线实时标定难题,为外弹道飞行中的实时弹体姿态估计提供准确的弹体角速率测量数据。（3）针对旋转弹药全姿态实时准确测量瓶颈技术,提出了基于地磁/MEMS陀螺/弹道特性信息的序贯自适应EKF全姿态估计算法。该算法以旋转弹体运动模型为状态方程、地磁/陀螺敏感信息为观测量建立了姿态运动状态模型,采用序贯滤波和量测噪声自适应算法对弹载EKF滤波算法进行算法的实时性和自适应估计优化。仿真试验表明:该滤波算法充分利用地磁测姿误差不累积、陀螺测姿短时精度高、旋转弹外弹道姿态连续平滑的特点,可以实时估计弹体的姿态角、角速度、角加速度等信息,具有实时性好、估计精度高、可实时跟踪弹体机动姿态变化的优点,为外弹道飞行中的实时弹体姿态估计提供了新方法和解决方案。研究成果可应用于常规弹药制导化改造和新型智能弹药研制,加快我国精确武器的研发进程。还可推广应用于无人机、小型潜器、微纳卫星等小型载体的姿态信息测量领域。
苏明慧[2]（2021）在《基于OPTIMUS的某型战术导弹多学科设计优化技术研究》文中提出作为陆军精确打击能力和体系作战能力的重要支撑,小型地地战术导弹武器系统日益受到世界各军事强国的关注,其总体设计问题具有学科耦合性强、计算复杂度高的特点。本文以某型在研地地战术导弹为研究对象,采用OPTIMUS软件平台构建了其总体设计仿真分析自动化流程,基于动态罚函数理论,提出了一种适用于该型导弹总体设计问题的协同优化方法,并结合飞行试验实测数据对本文设计优化流程的可行性进行了初步验证。本文主要研究内容如下:（1）提出了一种针对复杂系统优化问题的改进协同优化方法。研究协同优化方法计算困难的原因,分析基于一致性约束松弛改进方法、结合现代智能算法改进方法及二者合一改进方法的不足之处,提出一种基于动态罚函数的改进协同优化方法。通过多学科设计优化经典算例对标准协同优化方法、常用改进协同优化方法和本文提出的基于动态罚函数协同优化方法的计算性能进行了考核与分析,验证了本文提出改进协同优化方法的优越性。（2）某型战术导弹学科建模分析及验证。以某型战术导弹为对象,通过几何外形参数化、气动性能计算、推进方案设计、总体布局安排、弹道仿真等工作,建立了各学科分析模型,为后续工作奠定基础。并利用导弹样机测量数据、飞行试验实测数据等,验证了学科分析模型的精度。（3）建立了某型战术导弹气动代理模型。采用中心复合试验设计、拉丁超立方试验设计获得样本点,通过多项式响应面方法、径向基插值方法分别构建导弹气动外形代理模型。基于代理模型误差校核理论,对比分析四个代理模型的精度,选择近似能力最强的参与后续学科集成。通过对比原模型与代理模型计算时长,验证了使用代理模型替代原模型可以节约计算成本,提高设计效率。（4）某型战术导弹总体设计问题建模及优化设计。通过分析各学科之间的耦合关系与信息传递方向,建立了某型战术导弹设计结构矩阵。分别结合多学科可行法与本文提出的基于动态罚函数改进协同优化方法,建立导弹总体多学科设计优化模型。结合气动代理模型,在OPTIMUS软件平台进行总体设计优化模型的集成与计算,得到了更优的总体参数方案,达成了降低导弹起飞质量的优化目标。结果表明基于本文提出改进协同优化方法的多学科设计优化流程于导弹总体设计问题具有适用性与可行性。本文摸索、归纳、总结了一套多学科设计优化技术针对小型战术导弹总体设计问题的工程化应用流程,为工程实际中小型战术导弹总体设计与多学科设计优化方法的结合提供了技术支持。
程旋[3]（2020）在《临近空间大气建模及其应用研究》文中进行了进一步梳理临近空间（20-100 km）的飞行环境特殊,随着近年来临近空间飞行器技术的快速发展,对临近空间环境模型的需求越来越高。临近空间大气与对流层、热层关系密切,对来自上下的外强迫扰动都极为敏感,表现出复杂的时空变化特征。临近空间大气经验模型作为飞行器设计、仿真、技术验证和指导飞行快速获取大气参数重要的工具,主要给出了大气气象参量的气候变化状态。真实大气中包含复杂的大气波动等短时随机变化信息,有时会严重偏离大气气候平均状态模型。目前我国广泛应用的大气经验模型不能很好的表征这部分波动信息。因此,对现有临近空间大气模型进行评估修正和建立新模型是提升大气模型适用性,满足航空航天和临近空间开发利用需求最可靠的途径。本文以模型评估、模型修正方法研究、建模方法研究和临近空间环境对飞行器影响效应仿真为研究主线,开展临近空间大气模型和应用研究。本文的研究结果对临近空间领域飞行器模型选择与使用、飞行器设计、仿真、热防护和航迹规划等领域具有重要的参考价值。主要工作如下:（1）针对常用标准大气USSA76和参考大气NRLMSISE-00模型在工程应用上的适用性问题,基于TIMED/SABER从2002年至2016年共15年的温度数据,开展大气经验模型温度数据的评估。通过统计计算模型与观测结果之间温度偏差的平均值、温度偏差的标准差和均方根误差在不同纬度带的分布,检验模型在不同纬度带不同高度下的适用性。此外,通过计算模型在不同温度误差带下的置信度,分别评估了模型在不同纬度带典型高度下的置信度。对于同一模型,在同一纬度区域和温度误差带下,随着高度的增大,模型的置信度降低;在相同的高度和温度误差带下,置信度随着纬度的升高而降低。（2）为提高NRLMSISE-00模型大气密度的精度,基于TIMED/SABER从2002年至2016年共15年的密度数据,首次提出了一种对NRLMSISE-00在20-100km的大气密度模型值进行修正的方法。基于模型与观测数据之间的差异,建立了修正因子数据集。在20-100km设置7个高度节点,将各个高度节点修正因子的不同尺度振荡进行分离,利用球谐函数拟合不同尺度振荡分量的系数,得到各个高度节点的时空修正函数。用三次样条插值获得其他高度的修正系数。结果表明:本文建立的时空修正函数对NRLMSISE-00模型大气密度的修正效果良好,修正效果随着高度的升高越显着。通过修正,模型的相对误差在7月降低了40-50%,尤其是MLT高度±40°附近。（3）研究提出了一种基于卫星密度数据的全球临近空间大气密度扰动模型建模方法。基于TIMED/SABER从2002年至2018年共17年的密度数据,统计获得多年月平均值和标准偏差的全球网格数据。利用网格数据,分析了大气密度的变化特征。以网格数据为基准,计算了USSA76的相对误差,分析了USSA76相对误差的分布特征。以网格数据为驱动,将大气密度表征为平均值与大尺度扰动量和小尺度扰动量之和。大尺度扰动和小尺度扰动分别采用余弦函数和一阶自回归模型表征,初步建立了全球临近空间大气密度模型。通过对比敦煌上空100次蒙特卡洛仿真值与激光雷达观测值,结果表明模型值与观测值具有较好的吻合度,验证了建模方法的可行性。（4）研究提出了一种基于卫星数据的全球临近空间大气密度、温度和气压等热力学参数的扰动模型建模方法。基于TIMED/SABER从2002年至2018年共17年的温度、密度和气压数据,统计获得热力学参量多年月平均值和标准偏差。在之前大气密度建模方法的基础上,考虑热力学参量之间的相关性,以标准偏差为驱动对不同尺度热力学参量的扰动量进行表征,初步建立了全球临近空间热力学参量参考大气模型。通过对比敦煌上空密度和温度的仿真结果与激光雷达的观测结果,展现了两者结果的一致性,验证了热力学参量协同建模方法的可行性。该模型采用蒙特卡洛方法可以遍历沿给定飞行轨迹上热力学参量所有可能的“真实”状态,对于飞行器的仿真和精细化设计具有重要应用价值。（5）研究提出了一种站点上空大气风场建模方法。基于中科院廊坊临近空间野外观测站中频雷达大气风场观测数据,统计获得了多年月平均值和标准偏差。采用非线性最小二乘方法提取了周日/半日潮汐和5d、10d、16d和23d行星波,并对各波动分量振幅的季节变化进行分析。借鉴热力学参量协同建模时小尺度扰动的建模方法,考虑纬向风与经向风之间的相关性,分别计算纬向风和经向风的小尺度扰动。利用谐波拟合公式,对大尺度扰动中潮汐波和行星波进行重构。在月平均值的基础上叠加大尺度扰动和小尺度扰动,初步建立了廊坊临近空间82-100 km大气风场参考模型。采用蒙特卡洛方法仿真了7月份大气风场的变化,并对比了仿真结果与观测结果在月均值、标准偏差、月平均日变化、逐日变化和重力波扰动随高度的变化等,两者的结果具有很好的一致性,验证了建模方法的可行性,为后续区域/全球风场参考大气模型的建立奠定基础。（6）初步开展了大气波动对高超飞行器气动热影响的研究,发现其影响具有经度依赖性。基于TIMED/SABER从2002年至2018年共17年的密度数据,统计分析了20-80 km大气密度波动对高超声速飞行器飞行热环境的影响。根据驻点热流估算方法给出的大气密度变化量与热流变化量之间的关系,定性和定量分析了不同月份大气密度相对美国标准大气的变化量引起的热流变化量在垂直和水平方向的分布特征。结果表明,SABER大气密度月均值计算的热流相对USSA76在夏季半球中高纬度地区偏高,在冬季半球偏低。在夏季半球高纬度地区约80 km附近存在热流增量的极大值,南半球夏季的极大值高于北半球夏季,尤其在南半球1月份,热流偏高可达32.2%。在经度方向,热流分布在夏季半球差异较小,冬季半球差异较大。考虑真实大气中存在的扰动时,在南半球和北半球夏季80 km附近,SABER大气密度预测的热流分别比标准大气偏高可达40.7%和36.6%。在经度方向,大气扰动引起的热流经向分布差异显着。在飞行器设计时,大气扰动的影响不能忽略。
徐世昊[4]（2020）在《运载火箭自适应增广抗扰控制研究》文中研究指明运载火箭是人类进行太空探索的必要运输工具之一,新型运载火箭的发展,离不开先进可靠的控制系统。本文面向新一代运载火箭控制系统设计需求开展研究,在传统火箭控制系统的基础上,充分借鉴其设计经验及分析方法,综合利用现代控制理论进行增广控制模块的设计,从而提高火箭控制系统面对干扰、参数偏差及弹性振动变化等复杂飞行环境的适应能力。本文首先调研了国内外先进运载火箭及火箭先进控制方法的发展现状,重点对NASA太空发射系统中自适应增广控制方法进行了调研、分析与总结。随后对火箭的质心运动、绕质心转动及弹性振动进行了建模及分析,建立了刚弹耦合的非线性动力学模型,及由二阶微分方程描述的俯仰/偏航/滚转通道弹性振动模型,并利用小扰动线性化方法,建立了控制模型。随后本文基于传统频率域设计方法,结合幅值裕度及相位裕度约束,设计了PD控制器与校正网络,以满足基本控制需求。在此基础上,为进一步提高火箭控制系统在面对参数偏差及弹性振动频率偏差下的控制能力,本文设计了自适应增益调整模块,给出了该模块中参考模型、频率管理子模块及自适应律的作用机理及设计原则,并在典型工况下进行了充分的仿真分析。为进一步提高火箭在参数偏差或控制增益下降时的姿态控制精度,本文基于扰动观测器方法开展干扰补偿模块的设计,通过对火箭飞行过程中内外扰动的实时准确观测,获得干扰补偿控制指令;面向火箭在大风、大动压区需降低气动载荷的控制需求,本文基于过载反馈方法开展了主动减载控制模块的设计,并引入切换函数实现减载指令与制导指令之间的平滑切换,并在典型工况下,对如上两个模块进行了充分的仿真分析。
倪彧祺[5]（2020）在《考虑参数不确定性的运载火箭上升段参考轨迹优化》文中研究表明计算机仿真是现代研究中进行飞行器参考轨迹设计经济而有效的手段。但受限于计算能力以及分析手段等制约,参考轨迹的设计往往是建立在标称情况下的。出于模型简化的考量,优化模型中往往忽略了参数不确定性、过程噪声等系统摄动的影响。在实际飞行环境中,忽略这类不确定性的影响容易造成飞行与任务原定轨迹的偏离,引发严重的事故。本文针对这一问题,在气动参数等存在不确定性的条件下,研究运载火箭上升段的鲁棒轨迹优化方法,以期降低参考轨迹对不确定性的灵敏度。首先,建立运载火箭上升段的参考轨迹设计模型,并阐述标称情况下的参考轨迹设计方法,介绍用于优化轨迹的GPOSII工具箱和分析轨迹鲁棒性的线协方差方法,为后续的轨迹鲁棒优化奠定方法基础和工具基础。其次,考虑到运载火箭具有多段分离、质量和推力阶段性变化的特点,在发射坐标系中,建立其标称情况下的运动模型,并进一步分析不确定性的来源,建立考虑不确定性的运动模型,为后续的轨迹鲁棒优化方法奠定模型基础。再次,将轨迹优化问题转化为最小努力优化问题,基于GPOSII工具箱进行运载火箭上升段参考轨迹的优化设计,作为轨迹鲁棒优化方法的对比方法。引入协方差矩阵整形技术,通过推导状态方程的雅克比矩阵,建立运载火箭上升段参考轨迹的协方差矩阵计算模型,在开环和闭环两种情况下,给出轨迹鲁棒优化设计方法。并与最小努力优化方法的结果进行对比分析。最后,通过蒙特卡洛仿真方法,考虑入轨误差、过程噪声和参数不确定性,对比分析设计得到的参考轨迹和基准轨迹的状态变量在终端时刻的方差。研究表明,在开环控制和闭环控制两种情况下,基于协方差矩阵整形技术的轨迹优化方法,都能够有效地减少参考轨迹的终端误差,降低不确性对参考轨迹的影响。为运载火箭上升段轨迹优化过程中对不确定性的抑制提供了一种新的思路。
刘云昭[6]（2020）在《基于神经网络预测的主动段轨迹在线生成方法研究》文中研究指明动力学的强非线性,模型和环境的不确定性,以及各种复杂飞行约束,导致飞行器主动段轨迹优化问题十分复杂,所以目前工程中多是离线规划得到参考轨迹。然而,由于建模误差和飞行扰动的影响,实际飞行往往达不到离线参考轨迹的性能指标,并且在大扰动甚至发动机故障等极端不确定情况下,离线轨迹可能会丧失参考价值。随着强适应性、高可靠性、快速响应成为航天发射任务的追求目标,离线轨迹优化方法实时性较差的瓶颈逐渐凸显,在线轨迹规划则可进一步挖掘飞行器的性能指标,提高任务执行能力,因而成为先进制导控制领域亟待突破的一个关键技术。本文以运载火箭为研究对象,在传统离线轨迹优化方法的基础上,提出一种基于神经网络预测的主动段轨迹在线生成方法,同时可以使运载火箭对推力、气动参数偏差具备一定的适应能力,主要研究内容包括:（1）建立了火箭主动段轨迹优化模型。本文研究对象为三级固体运载火箭,在发射惯性坐标系下描述火箭主动段质心运动方程,构造了以终端速度最大为性能指标的轨迹最优控制问题,在此基础上推导了第三级真空段飞行的两点边值问题,此外,考虑推力、气动等参数偏差,给出了相应的拉偏模型,这些工作为后续轨迹优化问题求解方法的研究提供了模型基础。（2）研究了轨迹样本的离线非线性优化方法。采用hp自适应伪谱法作为前端离散工具,免疫克隆选择算法作为初值生成工具,序列二次规划算法作为精确优化工具,这三种方法构成一个离线非线性优化框架。将上述方法作为神经网络样本的离线求解方法,为验证其有效性,在标称飞行条件下,求解原始轨迹最优控制问题得到主动段全程最优轨迹,求解两点边值问题得到第三级最优轨迹。（3）提出了基于神经网络的主动段轨迹在线生成方法。考虑参数拉偏模型,利用前述非线性优化框架离线求解了大量非标称条件下的最优参考轨迹,以之为样本,离线训练了“状态—控制”与“状态—协态”两个多层前馈神经网络。在线应用过程中,将“状态—控制”网络用于一、二级飞行,“状态—协态”网络用于第三级飞行,两个网络的输入均为实时飞行状态,前者直接输出当前时刻的控制量;后者输出当前时刻的协态量,以该协态量为良好初值,通过在线快速求解两点边值问题得到剩余时间的精确最优控制量,从而对轨迹进行末段修正。最后,通过仿真实验验证了上述方案的有效性,仿真结果表明,本文提出的主动段轨迹生成方法在保证实时性和精度的同时,对推力和气动偏差具备一定适应能力,可以满足在线应用的要求。
李勰[7]（2020）在《星载原位大气密度探测数据处理及经验密度模式修正》文中进行了进一步梳理精密轨道是现代航天活动和空间应用的基础,随着大地测量卫星和高精度跟踪系统的运用,卫星轨道达到了空前的精度。目前,动力学模型精度是制约航天器轨道计算精度的关键因素。在过去二十年里,人们在地球重力场模型精化、表面力（如太阳辐射压、地球反照）的改进,以及各种用以补偿力模型误差的经验力模型研究方面取得了巨大的进展,为动力学模型精度提升创造了条件。但遗憾的是,大气阻力模型,由于受大气密度和阻尼系数不确定性的影响,尤其是大气密度模型普遍存在的至少15%的误差,已经成为制约航天器定轨预报度精度的瓶颈。目前我国工程领域普遍使用的仍是西方20年前公开发布的模式,长期连续自主观测数据十分匮乏,自主建模的工作尚处于起步阶段。因此,开展我国自主热层大气密度观测数据的处理与标校,全面客观评估现有经验密度模式的精度,研究基于密度观测数据的经验模式修正方法,为后续自主建模工作奠定数据和技术基础,具有重要的现实意义。首先,介绍了国内首颗大气密度探测与精密定轨试验卫星（APOD）的大气密度探测载荷,以及工作原理和原位探测数据处理方法,针对采用经验密度模式的传统标定办法,设计了基于精密轨道和双行根数反演密度的动力学标定方法,并对不同方法进行了比较,结果表明本文给出的标定方法能够显着降低探测数据的系统偏差,同时提高观测数据的独立性和可靠性。其次,针对我国当前广泛使用的Jacchia-Robert和NRLMSISE00系列模式,以及国外针对高精度应用新近开发的JB2008和DTM2013模式,分别从密度数据自身精度和轨道计算效果两个角度,进行了全面系统的精度评估。统计结果表明,同化了最新观测数据的JB2008和DTM2013模式精度优于Jacchia-Robert和NRLMSISE00模式。但受DTM2013模式未公开发布、驱动JB2008模式运行的输入参数延迟发布的制约,选取Jacchia-Robert模式作为后续开展密度模式修正的基础模型。同时,模式精度评估结果为工程应用提供了技术依据和参考。最后,通过分析影响Jacchia-Robert模式密度计算的各个因素,选取零地磁条件下全球散逸层顶温度最小值,以及其球谐展开系数作为模式修正的参数。推导了密度相对于不同修正参数的偏导数,建立了密度修正的条件方程及修正算法。仍然从密度自身精度和轨道应用两个方面,分别利用CHAMP卫星反演密度和快速科学轨道,评估了温度参数常数修正和球谐函数展开修正两种方式的效果。统计结果表明,针对密度数值本身,两种方法均能有效降低密度模式的系统偏差;针对轨道确定,定轨精度总体有改善,但对于轨道预报而言,修正后的模式并不总是能够改善轨道预报精度。针对CHAMP卫星2003年1-2月数据分析,预报24h精度提高占比为64.4%。与此同时,进一步分析了阻尼系数对轨道预报的影响,解释了修正模式没有完全改进预报效果的可能原因。
周平伟[8]（2020）在《空间2m级主镜稳健性设计及支撑关键技术研究》文中研究表明近年来,使用空间望远镜进行天文和对地观测越来越普遍。与地基望远镜相比,空间观测避免了天气和大气湍流对观测的影响,支持对地球大气层阻挡波长的观测,从而提供更为丰富的观测信息。大口径空间反射镜是空间望远镜中最重要的组成部分,其性能直接关系到空间望远镜的成像质量。随着空间观测对分辨率的要求不断提高,大口径、长焦距成为空间望远镜的主要趋势。对空间反射镜的轻量化率、面形精度、结构稳定性提出了更为严格的要求,相应地增加了地面集成装配和试验验证的难度。本文针对空间大口径反射镜轻量化设计、高性能柔性支撑设计、精密装配等科学问题,从理论研究、结构优化、全自动仿真链路、试验验证等方面对空间2m级主镜组件开展了研究。首先,结合反射镜传统轻量化设计方法与拓扑优化设计方法,以镜面面形误差RMS值为目标,以质量或体积分数为约束,在保证镜体结构规整的情况下,主镜轻量化率达到了85.7%。通过稳健性设计评估了镜体结构尺寸及材料属性对镜面面形精度的影响,面形误差在可接受范围内。其次,从柔性支撑用于隔离力或力矩向镜面传递的角度开展了三点支撑理论研究,分析了重力、装配误差、温度变化、基频对支撑的柔度需求。根据此理论确立了并联式三脚架柔性支撑拓扑结构,该结构具有转动能力大,轴向刚度高等优点。并对支撑进行了柔度闭合方程推导和快速参数优化。优化后,光轴水平重力工况下的面形误差和刚体位移分别为4.65nm和12.6μm。0.1mm装配误差工况和4°C温度工况下的面形误差分别为3.43nm和3.4nm,镜组件一阶频率达到129Hz。设计结果均满足设计指标要求,并有效缩短了设计周期。此外,通过惯性释放分析和2m反射镜组件有限元分析分别验证了三点支撑理论和快速优化结果的准确性。再次,对2m主镜进行了有限元分析,通过仿真考察了结构稳定性和合理性,并为主镜组件进一步优化和试验提供了依据。其中,通过面形仿真准确性试验确立了有限元仿真规范,面形误差仿真精度在10%以内。在正弦和随机工况下柔性支撑最大动应力分别为242.3Mpa和455.7Mpa,低于材料微屈服应力。最后,针对大口径空间反射镜研制成本高、周期长的特点,提前进行了关键技术攻关与试验验证。本文对2m主镜模样件及关键技术开展了试验验证,完成了柔性支撑柔度及零力矩点测量试验和2m主镜模样件振动试验,验证了反射镜支撑设计方法有效性和仿真分析结果的准确性。并建立了补偿装调技术流程,通过逆向建模、质心测试可补偿SiC反射镜制备误差引入的面形误差,提高反射镜装配精度。为了定量确定面形精度退化的原因,本文研究了面形误差退化机理,并在0.45m超轻空间望远镜上进行了验证。通过2m主镜模样件及关键技术试验,降低了技术风险并为2m SiC主镜组件的研制成功奠定了基础。
王森[9]（2020）在《基于机器学习的弹道落点预测研究》文中认为在现代战争中,对弹道落点进行准确快速预测是提高弹丸射击精度的关键,也是对弹道进行修正和制导的前提。传统的弹道落点预测方法是通过数值积分法解算弹道方程来得到弹道落点。然而,要想获得精度较高的解算值,就需要较小的积分步长和较复杂的弹道模型,这会使弹道落点的解算时间增长,也会增加弹丸飞行状态参数的获取难度。如何在较为容易获取弹丸飞行状态参数的情况下对弹丸的落点进行准确且快速的预测就成了值得研究的问题。因此,本文结合机器学习理论,将弹丸的飞行状态参数作为机器学习模型的输入特征,将弹丸的落点信息作为机器学习模型的输出,来建立不显式计算弹道方程的落点预测模型。文中建立了两种基于机器学习的弹道落点预测模型,BP神经网络预测模型和支持向量机预测模型。前者是基于连接主义的机器学习模型,后者是基于统计学习理论的机器学习模型。通过仿真依次研究了当前飞行状态参数采集点以及与其前面1～4个采集点结合时,两种机器学习模型的弹道落点预测情况。结果表明,两种模型中落点的预测误差并不是随着采集点数的增加而一直减小:当采集点数为2时,BP神经网络模型的预测误差最小;当采集点数增加时,支持向量机模型的预测误差变化不大。在实际应用中可以合理地选择飞行状态参数采集点数,以便能更快并且更准确地预测落点。两种模型对横偏的预测误差均小于对射程的预测误差,并且都能较为准确地预测射程和横偏。BP神经网络模型射程预测和横偏预测的均方根误差分别为3.83m和0.95m,射程预测误差和横偏预测误差的最大值分别为10.04m和2.71m;支持向量机模型射程预测和横偏预测的均方根误差分别为7.05m和1.11m,射程预测误差和横偏预测误差的最大值分别为14.52m和2.32m。同时,对两种模型的弹道落点预测时间进行统计,结果表明两者的预测时间均短于数值积分六自由度弹道方程所用的时间。文中还基于粒子群优化算法对BP神经网络模型和支持向量机模型的模型参数进行了寻优,仿真结果表明寻优后两种模型的预测性能均得到了一定程度的提升。因此,本文建立的两种机器学习预测模型都能较为准确快速地预测弹道落点,可以为实际应用提供一定的参考。
赵泽洋[10]（2019）在《高层大气与长波重力场联合探测球形卫星设计与研究》文中研究说明高层大气和重力场信息是空间科学与地球物理重要的基础信息,亦是国家重要的战略信息,对气候变化监测、卫星在轨运行、远程火箭落点精度等涉及到国计民生,国防武器装备等方面的建设具有重要作用。而利用卫星测量手段开展对地观测具有全天时、全天候、全覆盖的优势,已逐渐成为高层大气和重力场探测的最有效手段。随着近年来一系列高层大气探测卫星、重力卫星的成功发射,极大的提升了高层大气和重力场测量精度,并积累了丰富的在轨数据。但是传统大卫星成本高、研制周期长,一定程度上制约了探测任务的发展。近来,随着电子器件逐步向小型化、低成本化发展,但传感器探测精度进一步提升,利用微小卫星平台进行科学任务探测逐渐成为空间科学探测的热点。本文提出了一种低成本球形微卫星的概念设计,并借此对高层大气和长波重力场探测方法开展了相关研究。首先,分析建立了适用于高层大气和长波重力场探测任务的摄动力模型。在传统大气阻力模型的基础上,利用稀薄气体动力学理论建立了球形结构卫星的阻力系数模型,并基于球谐函数建立了高层大气密度的修正因子模型;根据低轨卫星受摄情况,建立了非球形摄动力、太阳光压、日月三体等摄动模型,作为全文的理论基础。然后,以内编队重力场探测任务非引力摄动建模与抑制为背景,进一步对内编队金铱合金内卫星进行了磁非保守力建模与试验测试,结果表明金铱合金的磁化率可达到国际先进水平,内卫星所受到的磁非保守力满足内编队系统任务要求。其次,开展了高层大气和重力场联合探测卫星的任务分析与概念设计。首先,从卫星轨道选择和能源预算两个方面进行了任务分析,得出了卫星在同时完成高层大气和重力场探测的适应轨道。其次,进行了卫星的外部构型和内部构型的设计工作;最后,根据设计结果,对卫星结构的力学性能与能源在轨平衡性能进行了分析。然后,利用球形卫星的构型特点并基于精密轨道技术,提出了基于动力法的高层大气和长波重力场联合探测估计模型。该方法使用轨道数据对高层大气和重力场开展反演工作;通过求解卫星在轨加速度对高层大气密度参数与重力场模型参数的偏导数,构建卫星加速度变化与反演参数之间的超定线性方程组,利用最小二程对联合估计模型进行数值求解。进一步,针对动力法计算量大,耗时较长,从工程设计角度不利于探测卫星前期总体设计的问题,以高层大气和重力场探测卫星工程设计为背景,以实现对重力场与高层大气探测性能快速分析为目标,针对高层大气和和重力场联合探测的总体设计问题,提出了联合探测解析快速分析方法。该方法基于频谱分析方法,建立了卫星轨道参数、卫星构型参数以及重力场引力位系数、高层大气密度参数之间的解析关系,建立了高层大气和重力场联合探测的解析模型并提出了校正方法;分别利用大规模数值仿真计算、以及目前最高精度重力场模型对解析公式进行了校正,并利用校正的解析公式分别对高层大气和重力场联合探测卫星和CHAMP卫星的探测性能进行了验证,证明了解析公式的有效性;最后基于不同的轨道参数和卫星构型参数,利用解析公式对重力场测量性能进行了分析。本文提出了卫星高层大气和重力场联合探测方法以及高层大气和重力场联合探测卫星总体设计,将为我国利用微小卫星实现重力场及高层大气测量任务的顶层规划与设计提供指导。
二、火箭飞行精度鉴定基准误差传递建模与分析（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、火箭飞行精度鉴定基准误差传递建模与分析（论文提纲范文）
（1）基于地磁/MEMS陀螺信息融合的旋转弹药姿态估计技术（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 弹载姿态测试关键技术及测试方法分析 |
| 1.2.1 制导炮弹姿态测试环境及关键技术分析 |
| 1.2.2 弹载姿态测试方法分析 |
| 1.3 国内外研究现状及发展动态分析 |
| 1.3.1 陀螺仪的发展现状 |
| 1.3.2 磁传感器的发展现状 |
| 1.3.3 制导弹药姿态测量技术发展现状 |
| 1.3.4 地磁/陀螺传感参数标定技术现状 |
| 1.3.5 基于多源信息融合的弹药姿态实时估计技术 |
| 1.3.6 旋转弹姿态测量的关键技术 |
| 1.4 主要研究内容及论文结构安排 |
| 第2章 旋转弹药外弹道模型与弹载传感信息理想模型 |
| 2.1 坐标系统及相互间的转换 |
| 2.1.1 描述弹体运动的坐标系定义 |
| 2.1.2 坐标系参数间的几何关系 |
| 2.2 旋转弹药外弹道模型 |
| 2.2.1 旋转弹体动力学方程 |
| 2.2.2 旋转弹运动学方程 |
| 2.2.3 有控飞行段的弹体控制方程 |
| 2.3 弹载地磁/陀螺信息理想模型 |
| 2.3.1 弹载地磁信息理想模型 |
| 2.3.2 弹载陀螺信息理想模型 |
| 2.4 典型旋转弹药外弹道模型计算机仿真 |
| 2.4.1 无控抛物线空气弹道及弹载传感器仿真 |
| 2.4.2 机动飞行空气弹道及弹载传感器仿真 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 弹载地磁/MEMS陀螺传感信息分析与建模 |
| 3.1 弹载三轴磁传感器测量模型分析 |
| 3.1.1 三轴磁传感器制造误差机理分析与建模 |
| 3.1.2 磁传感信息与弹体系间机械对准误差角机理分析与建模 |
| 3.2 弹体磁干扰误差机理分析与建模 |
| 3.2.1 弹载干扰磁场源分析 |
| 3.2.2 弹载干扰磁场特性 |
| 3.3 弹载磁传感矢量信息综合模型 |
| 3.4 弹载MEMS陀螺传感测量误差模型 |
| 3.4.1 弹载MEMS陀螺发射过载后功能退化 |
| 3.4.2 弹载MEMS陀螺输出等效数学模型 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 弹载地磁/微陀螺快速标定技术 |
| 4.1 弹载地磁传感等效模型的正交化分解 |
| 4.2 基于椭球拟合算法的弹载地磁传感标准正交化标定 |
| 4.2.1 椭球拟合标定算法理论分析 |
| 4.2.2 弹载地磁传感标准正交化标定 |
| 4.2.3 试验验证及分析 |
| 4.3 基于三位置法的弹载磁传感器对准误差标定 |
| 4.3.1 弹载磁传感器对准误差标定方法分析 |
| 4.3.2 对准误差角现场快速标定及补偿算法 |
| 4.3.3 三位置法对准误差标定算法误差分析 |
| 4.3.4 基于弹载磁传感模型参数的地磁场数据获取 |
| 4.3.5 试验验证及分析 |
| 4.4 基于地磁信息的弹载微陀螺在线标定 |
| 4.4.1 地磁矢量的哥氏定理 |
| 4.4.2 基于地磁信息的弹载MEMS陀螺退化参数在线估计方法 |
| 4.4.3 试验验证及分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 基于弹道模型/地磁/微陀螺信息的弹体姿态实时估计 |
| 5.1 自由飞行段纯地磁测姿算法 |
| 5.1.1 单历元的地磁测姿算法 |
| 5.1.2 基于地磁/弹道特征信息的EKF姿态估计算法 |
| 5.2 机动飞行段的地磁/微陀螺信息融合姿态估计算法 |
| 5.2.1 基于地磁/陀螺/弹道特征信息融合的弹体全姿态估计算法 |
| 5.2.2 改进型EKF弹体姿态信息实时估计 |
| 5.3 弹体姿态估计算法仿真试验及分析 |
| 5.3.1 无控抛物线空气弹道仿真试验 |
| 5.3.2 针对地面机动目标的机动弹道仿真试验 |
| 5.3.3 针对空中机动目标的机动弹道仿真试验 |
| 5.3.4 各姿态估计算法实时性分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 论文主要工作 |
| 6.2 研究工作展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的论文及所取得的研究成果 |
| 致谢 |
（2）基于OPTIMUS的某型战术导弹多学科设计优化技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 小型近程战术导弹研究现状 |
| 1.2.2 多学科设计优化研究现状 |
| 1.3 本文研究内容及路线图 |
| 2 协同优化方法分析与改进 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 协同优化方法分析 |
| 2.2.1 优化过程选择 |
| 2.2.2 协同优化方法数学模型 |
| 2.2.3 协同优化方法求解步骤 |
| 2.2.4 协同优化方法分析及算例 |
| 2.3 协同优化方法经典改进方法 |
| 2.3.1 基于一致性约束松弛的协同优化方法 |
| 2.3.2 结合现代智能算法的协同优化方法 |
| 2.3.3 结合松弛约束与现代智能算法 |
| 2.4 基于动态罚函数的改进协同优化方法 |
| 2.4.1 基于罚函数法修改CO系统级 |
| 2.4.2 子系统差异信息分析 |
| 2.4.3 改进CO计算性能分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 某型战术导弹学科分析模型 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 基准方案 |
| 3.3 几何外形模型 |
| 3.4 气动分析模型 |
| 3.4.1 气动特性分析 |
| 3.4.2 气动参数修正 |
| 3.5 推进分析模型 |
| 3.6 布局分析模型 |
| 3.6.1 布局方案设计 |
| 3.6.2 质量特性分析 |
| 3.6.3 布局模型验证 |
| 3.7 弹道分析模型 |
| 3.7.1 目标特性设定 |
| 3.7.2 制导方案设计 |
| 3.8 飞行试验验证 |
| 3.9 本章小结 |
| 4 某型战术导弹气动学科代理模型 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 近似技术研究 |
| 4.2.1 试验设计方法 |
| 4.2.2 代理模型技术 |
| 4.3 气动学科代理模型的构建 |
| 4.3.1 气动外形参数化建模 |
| 4.3.2 气动学科代理模型 |
| 4.4 气动学科代理模型误差分析 |
| 4.4.1 代理模型误差评价方法 |
| 4.4.2 代理模型误差分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 某型战术导弹多学科设计优化 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 某型战术导弹学科耦合分析 |
| 5.3 基于MDF的优化模型 |
| 5.3.1 目标函数 |
| 5.3.2 设计变量 |
| 5.3.3 约束函数 |
| 5.3.4 优化问题数学模型 |
| 5.4 基于MDF的设计优化 |
| 5.4.1 MDF流程分析 |
| 5.4.2 基于OPTIMUS的集成与求解 |
| 5.4.3 设计优化结果与分析 |
| 5.5 基于改进CO的优化模型 |
| 5.5.1 基于改进CO的学科分解 |
| 5.5.2 子系统级优化模型 |
| 5.5.3 系统级优化模型 |
| 5.5.4 优化问题数学模型 |
| 5.6 基于改进CO的设计优化 |
| 5.6.1 改进CO流程分析 |
| 5.6.2 基于OPTIMUS的集成与求解 |
| 5.6.3 设计优化结果与分析 |
| 5.7 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 本文的创新点 |
| 6.3 后续研究建议 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间取得的研究成果 |
（3）临近空间大气建模及其应用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 临近空间大气概述 |
| 1.2.1 临近空间大气结构 |
| 1.2.2 临近空间大气波动 |
| 1.2.3 临近空间大气的探测手段 |
| 1.3 临近空间大气模型国内外研究现状 |
| 1.3.1 国内外大气模型研究现状 |
| 1.3.2 大气模型的在临近空间的应用需求现状 |
| 1.4 本文的研究目的和主要研究内容 |
| 第2章 数据来源和处理方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 数据来源介绍 |
| 2.2.1 TIMED/SABER卫星 |
| 2.2.2 廊坊中频雷达 |
| 2.3 数据处理方法 |
| 2.3.1 TIMED/SABER数据处理方法 |
| 2.3.2 廊坊中频雷达数据处理方法 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 基于TIMED/SABER卫 星数据对USSA76模型和NRLMSISE-00 模型大气温度的评估 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 评估分析方法 |
| 3.3 结果与讨论 |
| 3.3.1 日观测个例误差评估 |
| 3.3.2 月观测个例误差评估 |
| 3.3.3 15年数据的统计评估 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 基于TIMED/SABER卫星密度数据对20-100km NRLMSISE-00 模型的修正方法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 修正及评估方法 |
| 4.2.1 修正方法 |
| 4.2.2 评估方法 |
| 4.3 结果 |
| 4.3.1 模型与观测数据的差异 |
| 4.3.2 修正统计结果 |
| 4.3.3 不同地方时下的修正结果 |
| 4.4 讨论 |
| 4.4.1 修正因子建模方法讨论 |
| 4.4.2 地磁活动的影响 |
| 4.4.3 太阳活动的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 一种全球临近空间大气密度建模方法及应用研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 大气密度的变化特征 |
| 5.3 大气密度建模方法 |
| 5.4 大气密度模型测试 |
| 5.5 大气密度模型应用 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 一种全球临近空间热力学参量建模方法及应用研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 热力学参量协同建模方法 |
| 6.3 大气模型测试 |
| 6.4 大气模型应用 |
| 6.5 本章小结 |
| 第7章 基于廊坊中频雷达观测数据的大气风场建模方法研究 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 大气风场变化特征 |
| 7.2.1 大气平均风场季节变化 |
| 7.2.2 大气潮汐波的季节变化特征 |
| 7.2.3 大气行星波的季节变化特征 |
| 7.2.4 大气重力波的季节变化特征 |
| 7.3 大气风场建模方法 |
| 7.4 大气风场模型测试 |
| 7.4.1 大气潮汐和行星波重构 |
| 7.4.2 大气重力波重构 |
| 7.4.3 月平均值和标准偏差重构 |
| 7.5 本章小结 |
| 第8章 临近空间大气密度波动对高超声速飞行热环境的影响研究 |
| 8.1 引言 |
| 8.2 数据处理与分析方法 |
| 8.3 大气密度变化对驻点热流的影响 |
| 8.3.1 大气密度月平均状态对热流的影响 |
| 8.3.2 大气密度扰动状态对热流的影响 |
| 8.4 本章小结 |
| 第9章 总结与展望 |
| 9.1 总结 |
| 9.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（4）运载火箭自适应增广抗扰控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状及分析 |
| 1.2.1 先进运载火箭研究现状 |
| 1.2.2 运载火箭动力学建模方法研究现状 |
| 1.2.3 运载火箭先进控制方法研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 运载火箭刚弹耦合动力学模型建立 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 常用坐标系及转换关系 |
| 2.2.1 常用坐标系 |
| 2.2.2 坐标系之间转换关系 |
| 2.3 运载火箭受力分析及建模 |
| 2.3.1 运载火箭刚体运动分析 |
| 2.3.2 运载火箭弹性振动分析 |
| 2.3.3 力、力矩及对应广义力、力矩分析 |
| 2.3.4 运载火箭动力学及弹性振动模型建立 |
| 2.4 小扰动线性化控制模型建立 |
| 2.4.1 小扰动线性化方程推导 |
| 2.4.2 线性控制模型建立 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 运载火箭自适应增益调整模块设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 PD控制器及校正网络参数设计 |
| 3.2.1 参数设计原则 |
| 3.2.2 参数综合设计 |
| 3.3 自适应增益调整模块设计及分析 |
| 3.3.1 自适应增益调整模块总体设计方案 |
| 3.3.2 参考模型子模块设计 |
| 3.3.3 频率管理子模块设计 |
| 3.3.4 前向增益自适应律设计 |
| 3.3.5 自适应律作用机理分析 |
| 3.3.6 自适应律参数设计规律分析 |
| 3.4 仿真分析 |
| 3.4.1 标称条件仿真分析 |
| 3.4.2 参数偏差条件下仿真分析 |
| 3.4.3 弹性振动频率拉偏仿真分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 运载火箭增广控制模块设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 干扰补偿模块设计 |
| 4.2.1 基于双幂次扰动观测器的干扰补偿模块设计 |
| 4.2.2 干扰补偿模块六自由度仿真分析 |
| 4.3 主动减载模块设计 |
| 4.3.1 基于过载反馈的主动减载控制律设计 |
| 4.3.2 主动减载模块六自由度仿真分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间所发表的学术论文 |
| 致谢 |
（5）考虑参数不确定性的运载火箭上升段参考轨迹优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究意义 |
| 1.2 国内外带不确定性飞行器轨迹优化研究现状 |
| 1.2.1 运载火箭上升段轨迹设计研究现状 |
| 1.2.2 飞行器的不确定性研究现状 |
| 1.2.3 协方差矩阵整形技术研究现状 |
| 1.3 本文的主要研究内容 |
| 第2章 参考轨迹设计原理简介 |
| 2.1 参考轨迹设计问题描述 |
| 2.2 GPOPSⅡ工具箱 |
| 2.3 反馈控制律设计 |
| 2.4 线性协方差分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 运载火箭上升段运动建模 |
| 3.1 相关坐标系的定义 |
| 3.2 相关坐标系间的转化 |
| 3.3 发射坐标系下运载火箭动力学方程 |
| 3.4 大气模型建立及辅助方程 |
| 3.5 运载火箭轨迹优化模型 |
| 3.6 不确定性建模 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 基于整形技术的参考轨迹鲁棒优化 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 最小努力优化 |
| 4.3 协方差矩阵整形技术 |
| 4.4 基于标称模型的参考轨迹优化 |
| 4.5 基于协方差矩阵整形技术的轨迹鲁棒优化 |
| 4.5.1 开环协方差矩阵整形优化 |
| 4.5.2 闭环协方差矩阵整形优化 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 数学仿真和优化结果分析 |
| 5.1 蒙特卡洛仿真与分析 |
| 5.1.1 入轨误差情况下的仿真与分析 |
| 5.1.2 过程噪声不确定性情况下的仿真与分析 |
| 5.1.3 参数不确定性情况下的仿真与分析 |
| 5.1.4 综合不确定性情况下的仿真与分析 |
| 5.2 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（6）基于神经网络预测的主动段轨迹在线生成方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号对照表 |
| 缩略语对照表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究概况 |
| 1.2.1 轨迹优化一般框架 |
| 1.2.2 离散参数化方法 |
| 1.2.3 数值优化方法 |
| 1.2.4 其他轨迹优化方法 |
| 1.3 本文内容与结构安排 |
| 第二章 火箭主动段轨迹优化模型 |
| 2.1 主动段建模常用坐标系 |
| 2.1.1 坐标系的定义 |
| 2.1.2 坐标系间转换关系 |
| 2.2 主动段质心运动模型 |
| 2.3 主动段轨迹优化问题描述 |
| 2.3.1 轨迹最优控制问题模型 |
| 2.3.2 真空段飞行边值问题模型 |
| 2.3.3 参数拉偏模型 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 轨迹样本的离线非线性优化方法研究 |
| 3.1 hp自适应伪谱离散方法 |
| 3.1.1 全局伪谱法基本原理 |
| 3.1.2 hp自适应策略 |
| 3.2 基于串行设计的非线性优化方法 |
| 3.2.1 免疫克隆选择算法基本原理 |
| 3.2.2 串行非线性优化策略 |
| 3.3 基于非线性优化的轨迹仿真分析 |
| 3.3.1 直接法框架下的全程轨迹仿真 |
| 3.3.2 间接法框架下的真空段轨迹仿真 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 基于神经网络的轨迹在线生成方法研究 |
| 4.1 基于神经网络的轨迹在线生成策略 |
| 4.2 多层前馈神经网络模型与训练 |
| 4.2.1 神经网络模型与BP算法 |
| 4.2.2 飞行包线与训练样本 |
| 4.3 基于神经网络的轨迹仿真分析 |
| 4.3.1 状态—控制网络仿真与精度分析 |
| 4.3.2 状态—协态网络仿真与精度分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（7）星载原位大气密度探测数据处理及经验密度模式修正（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 大气的分层结构 |
| 1.2 热层大气密度探测 |
| 1.3 热层大气对航天器轨道的影响 |
| 1.4 国内外研究现状 |
| 1.4.1 热层大气密度探测现状 |
| 1.4.2 经验密度模式修正现状 |
| 1.5 研究目的和主要内容 |
| 第2章 APOD星载原位探测数据处理与标校 |
| 2.1 APOD卫星及载荷简介 |
| 2.1.1 APOD卫星介绍 |
| 2.1.2 卫星载荷及科学目标 |
| 2.2 大气密度探测载荷原理 |
| 2.2.1 基本数学原理 |
| 2.2.2 探测要素 |
| 2.2.3 误差估计 |
| 2.3 星载原位探测数据处理流程 |
| 2.4 探测数据在轨标校 |
| 2.4.1 阻尼系数建模与计算 |
| 2.4.2 基于精密星历反演数据的标校 |
| 2.4.3 基于双行根数反演数据的标校 |
| 第3章 热层大气经验密度模式精度评估 |
| 3.1 常用经验密度模式 |
| 3.1.1 JACCHIA系列模式 |
| 3.1.2 DTM系列模式 |
| 3.1.3 MSIS系列模式 |
| 3.2 基于实测大气密度的模式精度评估 |
| 3.2.1 评估方法 |
| 3.2.2 评估数据集 |
| 3.2.3 基于神舟四号飞船数据的精度评估 |
| 3.2.4 基于CHMAP卫星数据的模式比较 |
| 3.2.5 基于APOD卫星数据的精度评估 |
| 3.3 基于轨道计算的模式精度评估 |
| 3.3.1 评估方法 |
| 3.3.2 基于天宫一号轨道数据的精度评估 |
| 3.3.3 基于CHAMP卫星轨道的精度评估 |
| 3.4 应用建议 |
| 第4章 经验密度模式动态修正方法 |
| 4.1 基础模式 |
| 4.2 修正参数选择 |
| 4.3 修正算法 |
| 4.3.1 温度修正算法 |
| 4.3.2 对T_c的偏导数 |
| 4.3.3 对球谐系数的偏导数 |
| 第5章 密度模式修正效果评估 |
| 5.1 基于实测密度的动态修正效果评估 |
| 5.1.1 对T_c的常数修正效果评估 |
| 5.1.2 对T_c的球谐展开系数修正效果评估 |
| 5.2 模式修正的轨道应用效果评估 |
| 5.2.1 基于定轨解算阻尼系数的修正效果评估 |
| 5.2.2 基于轨道预报的温度常数修正效果评估 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 本文总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简介及在学期间发表的学术论文与研究成果 |
（8）空间2m级主镜稳健性设计及支撑关键技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 空间大口径反射镜设计及其支撑的国内外发展现状 |
| 1.2.1 空间大口径反射镜设计 |
| 1.2.2 反射镜支撑设计 |
| 1.3 高性能大口径反射镜支撑关键技术 |
| 1.4 本文主要内容和章节安排 |
| 第2章 空间2m级轻量化主镜稳健性设计 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 传统轻量化设计 |
| 2.2.1 材料选择 |
| 2.2.2 主镜外形尺寸 |
| 2.2.3 径厚比的选取 |
| 2.2.4 主镜结构初始参数 |
| 2.3 拓扑优化设计 |
| 2.3.1 变密度法 |
| 2.3.2 面形误差统计方法 |
| 2.3.3 拓扑优化数学模型 |
| 2.3.4 拓扑优化设计及结果 |
| 2.4 参数优化设计 |
| 2.4.1 参数优化的数学模型 |
| 2.4.2 参数优化设计及结果 |
| 2.5 稳健性设计 |
| 2.5.1 影响面形精度的误差项 |
| 2.5.2 初始公差确定 |
| 2.5.3 误差敏感性分析 |
| 2.5.4 蒙特卡洛分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 三点支撑理论分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 重力对镜面面形的影响 |
| 3.2.1 受力分析 |
| 3.2.2 面形叠加分析 |
| 3.2.3 轴向支撑位置分析 |
| 3.2.4 中性面位置计算 |
| 3.2.5 自重面形误差对轴向支撑位置敏感性分析 |
| 3.3 装配误差对镜面面形的影响 |
| 3.4 温度对镜面面形的影响 |
| 3.5 频率分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 柔性支撑快速优化设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 快速优化模型 |
| 4.3 柔性支撑拓扑结构 |
| 4.4 基于柔度计算公式的柔性支撑设计 |
| 4.4.1 柔度计算方法 |
| 4.4.2 移动副柔度计算 |
| 4.4.3 虎克铰链柔度计算 |
| 4.4.4 柔性支撑柔度计算及分析 |
| 4.5 参数优化设计及结果 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 反射镜组件有限元分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 面形仿真准确性试验验证 |
| 5.2.1 温度实验验证 |
| 5.2.2 面形校正实验验证 |
| 5.3 静力学分析 |
| 5.4 动力学分析 |
| 5.4.1 模态分析 |
| 5.4.2 正弦振动分析 |
| 5.4.3 随机振动分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 主镜模样件及关键技术试验验证 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 柔性支撑柔度及零力矩点测量 |
| 6.2.1 柔度测量 |
| 6.2.2 零力矩点测量 |
| 6.3 主镜模样件振动试验 |
| 6.4 补偿装调技术分析 |
| 6.4.1 逆向建模 |
| 6.4.2 质心测试 |
| 6.4.3 面形误差分离 |
| 6.5 面形误差退化机理分析 |
| 6.5.1 振动前后面形变化提取 |
| 6.5.2 响应函数 |
| 6.5.3 结构变形分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 第7章 总结与展望 |
| 7.1 论文研究成果 |
| 7.2 论文创新点 |
| 7.3 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（9）基于机器学习的弹道落点预测研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 弹道落点预测研究概况 |
| 1.3 机器学习研究概况 |
| 1.3.1 机器学习的发展历程 |
| 1.3.2 机器学习的分类 |
| 1.4 本文的主要研究内容 |
| 1.5 本文的结构安排 |
| 2 弹丸飞行动力学模型 |
| 2.1 常用坐标系及坐标系转换 |
| 2.1.1 常用坐标系 |
| 2.1.2 各坐标系间的转换 |
| 2.2 作用在弹丸上的力和力矩 |
| 2.2.1 相对气流速度和相对攻角 |
| 2.2.2 作用在弹丸上的力 |
| 2.2.3 作用在弹丸上的力矩 |
| 2.3 弹丸运动方程组的建立 |
| 2.3.1 弹丸运动方程的一般形式 |
| 2.3.2 六自由度刚体弹道方程 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 基于BP神经网络的弹道落点预测 |
| 3.1 人工神经元 |
| 3.2 BP神经网络基本原理 |
| 3.2.1 BP神经网络原理 |
| 3.2.2 标准BP算法的改进 |
| 3.3 数据集和评价指标的建立 |
| 3.3.1 数据集的划分 |
| 3.3.2 数据标准化 |
| 3.3.3 预测性能评价指标 |
| 3.4 网络的结构和训练 |
| 3.4.1 网络结构的确定 |
| 3.4.2 网络的训练过程 |
| 3.5 仿真分析 |
| 3.5.1 不同采集点数的预测分析 |
| 3.5.2 预测时间分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 4 基于支持向量机的弹道落点预测 |
| 4.1 统计学习理论 |
| 4.1.1 VC维理论 |
| 4.1.2 结构风险最小化原则 |
| 4.2 分类支持向量机 |
| 4.2.1 最优超平面 |
| 4.2.2 软间隔 |
| 4.2.3 核函数 |
| 4.3 回归支持向量机 |
| 4.4 模型超参数的选择 |
| 4.4.1 交叉验证 |
| 4.4.2 网格搜索 |
| 4.5 仿真分析 |
| 4.5.1 不同采集点数的预测分析 |
| 4.5.2 预测时间分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 基于粒子群优化算法优化的弹道落点预测 |
| 5.1 粒子群优化算法基本原理 |
| 5.2 粒子群优化算法主要流程 |
| 5.3 粒子群优化算法优化的BP神经网络仿真分析 |
| 5.4 粒子群优化算法优化的支持向量机仿真分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 本文的主要工作 |
| 6.2 进一步研究的展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
（10）高层大气与长波重力场联合探测球形卫星设计与研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.1.1 高层大气与重力场测量的重要意义 |
| 1.1.2 本文研究的目的 |
| 1.2 相关研究进展综述 |
| 1.2.1 高层大气与重力场探测卫星任务及设计 |
| 1.2.2 高层大气与重力场测量的主要方法与探测载荷综述 |
| 1.2.3 高层大气密度与重力场模型发展现状 |
| 1.3 论文研究内容和组织结构 |
| 第二章 重力场与高层大气探测轨道摄动力建模与分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 稀薄气体流条件下球形卫星大气阻力摄动模型 |
| 2.3 非球形摄动力 |
| 2.4 其他主要摄动力模型 |
| 2.4.1 太阳光压模型 |
| 2.4.2 日月引力摄动加速度 |
| 2.5 重力场测量特殊非保守力分析 |
| 2.5.1 金铱合金验证质量磁特性建模 |
| 2.5.2 金铱合金验证质量制备方法 |
| 2.5.3 测试金铱合金磁特性测试方法 |
| 2.6 小结 |
| 第三章 球形卫星任务分析与概念设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 高层大气和重力场联合探测卫星任务分析 |
| 3.2.1 卫星轨道选择 |
| 3.2.2 卫星能源预算 |
| 3.3 迎风面质比与姿态无关的卫星构型设计 |
| 3.3.1 卫星外部构型设计 |
| 3.3.2 卫星内部布局设计 |
| 3.3.3 卫星系统组成与坐标系定义 |
| 3.4 卫星在轨任务模式设计 |
| 3.5 卫星结构有限元仿真分析 |
| 3.5.1 有限元建模方案 |
| 3.5.2 卫星过载特性分析 |
| 3.5.3 卫星模态分析 |
| 3.5.4 卫星随机振动特性分析 |
| 3.6 卫星电源分系统性能分析 |
| 3.7 小结 |
| 第四章 基于球形卫星构型的高层大气与重力场测量建模与求解 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于精密轨道重力场和大气联合探测参数估计模型 |
| 4.3 变分方程组系数矩阵确定方法 |
| 4.3.1 基于尺度因子修正的HP密度模型的参数化估计模型 |
| 4.3.2 重力场动力学参数参数化估计模型 |
| 4.4 高层大气和重力场联合探测大规模数值仿真验证 |
| 4.4.1 高层大气密度探测数值仿真验证 |
| 4.4.2 高层大气与重力场联合探测方法数值仿真 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 高层大气密度和重力场联合探测性能解析建模与分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 轨道确定偏差对联合探测性能的影响分析 |
| 5.3 考虑大气阻力不确定性的重力场测量解析分析方法 |
| 5.3.1 解析方法建模 |
| 5.3.2 解析公式校正方法 |
| 5.3.3 联合探测系统参数影响分析 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录Ⅰ地球惯性系到地球固定系的变换矩阵精确求解 |
| 附录Ⅱ稀薄气体条件下阻力系数模型推导 |
四、火箭飞行精度鉴定基准误差传递建模与分析（论文参考文献）
- [1]基于地磁/MEMS陀螺信息融合的旋转弹药姿态估计技术[D]. 高丽珍. 中北大学, 2021(01)
- [2]基于OPTIMUS的某型战术导弹多学科设计优化技术研究[D]. 苏明慧. 航天动力技术研究院, 2021(01)
- [3]临近空间大气建模及其应用研究[D]. 程旋. 中国科学院大学(中国科学院国家空间科学中心), 2020(02)
- [4]运载火箭自适应增广抗扰控制研究[D]. 徐世昊. 哈尔滨工业大学, 2020(02)
- [5]考虑参数不确定性的运载火箭上升段参考轨迹优化[D]. 倪彧祺. 哈尔滨工业大学, 2020(02)
- [6]基于神经网络预测的主动段轨迹在线生成方法研究[D]. 刘云昭. 西安电子科技大学, 2020(05)
- [7]星载原位大气密度探测数据处理及经验密度模式修正[D]. 李勰. 中国科学院大学(中国科学院国家空间科学中心), 2020(04)
- [8]空间2m级主镜稳健性设计及支撑关键技术研究[D]. 周平伟. 中国科学院大学(中国科学院长春光学精密机械与物理研究所), 2020(08)
- [9]基于机器学习的弹道落点预测研究[D]. 王森. 南京理工大学, 2020(01)
- [10]高层大气与长波重力场联合探测球形卫星设计与研究[D]. 赵泽洋. 国防科技大学, 2019(01)