内装式空中发射运载火箭点火状态多目标优化
航天工程中的火箭发射控制技术研究
航天工程中的火箭发射控制技术研究近些年来，随着航天技术的不断发展，火箭发射控制技术在航天工程中变得越发重要。
火箭发射控制技术的研究旨在提高火箭的发射效率、确保火箭的安全以及提升火箭的运载能力。
本文将深入探讨火箭发射控制技术在航天工程中的重要性，并介绍在火箭发射控制技术研究中常用的方法和技术。
火箭发射控制技术对于航天工程的成功至关重要。
在火箭发射过程中，涉及到众多复杂的控制系统和环境变量。
火箭发射控制技术的研究和实施能够确保火箭的发射过程中各项参数的精确控制，从而保证飞行轨迹的正确性、发动机的正常运行以及整个发射过程的稳定性。
正是火箭发射控制技术的不断创新和突破，才使得航天工程能够取得如此巨大的发展和进步。
在火箭发射控制技术的研究中，常用的方法和技术有很多。
首先，姿态控制是一个非常关键的技术环节，包括火箭的方向控制和姿态调整。
传统的姿态控制方法主要基于推力矢量控制、气动力控制以及舵面控制等手段，通过运用这些方法能够使火箭在发射过程中保持稳定的姿态，确保火箭不会偏离预定的轨迹。
其次，推力控制技术也是火箭发射控制的重要内容之一。
推力控制技术主要包括燃烧室内燃烧过程的有效控制以及推力调整。
通过燃烧室内燃烧过程的精确控制，能够确保火箭发射过程中的推力大小和方向的准确性，从而实现对火箭飞行轨迹的精确控制。
此外，推力调整技术能够在发射过程中根据实时的飞行数据进行推力的调整，以适应各种复杂的复杂发射环境。
最后，导航与控制系统也是火箭发射控制技术中的一个重要组成部分。
导航与控制系统能够通过实时收集和分析飞行数据，准确测量火箭的位置、速度和姿态等参数，并将这些数据传递给控制系统进行准确的控制。
通过导航与控制系统，可以实现对火箭姿态、轨迹和速度的实时调整，从而确保火箭在发射过程中保持稳定和准确。
总结起来，火箭发射控制技术在航天工程中起着至关重要的作用。
通过火箭发射控制技术的研究和应用，可以确保火箭的发射过程中各项参数的精确控制，提高火箭的发射效率和运载能力，并保证火箭的安全。
飞行器设计中的多目标优化
飞行器设计中的多目标优化在现代航空航天领域，飞行器设计是一项极其复杂且充满挑战的任务。
随着科技的不断进步和应用需求的日益多样化，仅仅追求单一性能指标的优化已经无法满足实际需求。
多目标优化在飞行器设计中的应用变得至关重要，它能够综合考虑多个相互冲突的目标，从而设计出更加高效、可靠和实用的飞行器。
多目标优化在飞行器设计中的意义非凡。
飞行器的性能涉及多个方面，比如飞行速度、航程、燃油效率、载重能力、稳定性、操控性以及制造成本等。
这些目标之间往往存在着相互制约的关系。
例如，为了提高飞行速度，可能需要增加发动机功率，但这又可能导致燃油消耗增加和成本上升；为了增加载重能力，可能需要增大飞行器的结构尺寸，但这又可能影响其空气动力学性能和飞行操控性。
因此，在设计过程中，需要同时权衡这些目标，找到一个最优的平衡点。
在多目标优化中，首先要明确各个目标的具体要求和限制条件。
比如，对于商用客机，重点可能在于提高燃油效率以降低运营成本，同时保证足够的载客量和飞行舒适性；对于军用战斗机，高速、高机动性和隐身性能可能是首要考虑的目标；而对于货运飞机，载重能力和航程则可能是关键因素。
这些不同的目标和限制条件构成了一个复杂的多目标优化问题。
接下来，需要选择合适的优化算法和工具。
常见的多目标优化算法包括遗传算法、粒子群优化算法、模拟退火算法等。
这些算法能够在多个目标之间进行搜索和平衡，找到一组非劣解（Pareto 最优解）。
例如，遗传算法通过模拟生物进化的过程，对设计变量进行编码、交叉和变异操作，从而逐步优化目标函数；粒子群优化算法则通过模拟鸟群的觅食行为，寻找最优解。
同时，还需要借助计算机辅助设计（CAD）和计算流体力学（CFD）等工具，对飞行器的外形和内部结构进行建模和分析，以准确评估不同设计方案的性能。
在实际的飞行器设计中，多目标优化的应用案例众多。
以飞机机翼的设计为例，机翼的形状和尺寸直接影响飞机的升力、阻力和燃油效率等性能。
航空航天工程中火箭发射系统结构优化战略
航空航天工程中火箭发射系统结构优化战略在航空航天工程领域中，火箭发射系统结构的优化是至关重要的一项任务。
通过对火箭发射系统的结构进行优化，可以提高火箭的运载能力、降低生产成本、提高可靠性及安全性等方面的综合性能，从而推动航空航天工程的发展。
本文将就火箭发射系统结构优化的战略进行探讨。
首先，火箭发射系统的结构优化需要考虑整体性能的提升。
火箭发射系统主要包括发动机、助推器、燃料储存等各个组成部分。
在结构优化的过程中，需要对每个部分进行全面的分析和评估，寻找潜在的问题和改进的空间。
例如，可以通过减少结构重量，提高推力重比来提高火箭的运载能力；通过优化燃料储存系统，提高燃料利用率，降低火箭的燃料消耗量。
综合考虑各个方面的因素，寻找最佳的结构设计。
其次，火箭发射系统的结构优化还需要考虑飞行动力学性能的要求。
火箭的飞行过程是一个高度复杂的动力学系统，需要满足一系列的飞行参数要求，如飞行稳定性、姿态控制、操纵性等。
在结构设计的过程中，需要考虑这些参数的影响因素，合理设计火箭的结构分布和附件布置，以提高火箭的控制能力和稳定性。
例如，可以通过优化火箭的布置方案，降低空气动力学的干扰，提高飞行稳定性；通过增加姿控设备的数量和布局，提高火箭的操纵性能。
再次，火箭发射系统的结构优化还需要考虑工艺制造和维修的可行性。
火箭发射系统的结构设计需要满足一系列的工艺制造要求和维修要求，以确保火箭的可靠性和安全性。
在结构设计过程中，需要考虑材料的可用性、加工工艺的可行性、维修设备和工具的可行性等因素，合理设计火箭的结构形状和连接方式，以方便制造和维修。
例如，可以使用现有的材料和加工工艺来满足结构的需求；可以设计可拆卸结构，方便对火箭进行维修和更换。
最后，火箭发射系统的结构优化还需要考虑成本效益的因素。
在火箭发射系统的结构设计中，需要综合考虑成本与性能之间的平衡，尽量降低生产和运营成本，提高整体效益。
可以通过使用新材料和新工艺来降低结构成本；可以通过优化结构设计，降低结构重量，从而减少燃料消耗和运载成本。
长征五号运载火箭设计理念全解读
长征五号运载火箭设计理念全解读长征五号运载火箭（Long March 5）是中国自主研制的一种重型运载火箭。
它是中国航天技术迈向深空探索的重要里程碑。
本文将全面解读长征五号运载火箭的设计理念，介绍其技术特点和应用前景。
一、设计理念长征五号运载火箭的设计理念秉承了“安全可靠、高效能、绿色环保”的原则。
在设计过程中，以保证航天员和载荷的安全为首要任务，同时优化运载能力和效率，减少对环境的影响。
1. 安全可靠安全可靠是长征五号运载火箭设计的首要目标。
通过引入先进的工艺和技术，确保火箭在发射、分离、载荷投放等各个环节都能够安全可靠地完成任务。
例如，采用了先进的液氧/液氢燃料推进系统，在燃料燃烧时产生的气体只是水蒸气，不会产生对环境有害的废气。
2. 高效能高效能是长征五号运载火箭的另一个设计理念。
通过提高运载能力，火箭可以携带更大质量的卫星和其他航天器进入太空，实现更多样化的任务。
为此，长征五号运载火箭采用了全新的大推力液氧/液氢发动机，提高了推力水平，有效增加了载荷能力。
3. 绿色环保作为现代科技发展的产物，长征五号运载火箭设计注重绿色环保。
在研发过程中，选择了对环境影响较小的材料和技术，以降低对大气和水域的污染。
同时，火箭的燃烧产物对环境的影响也经过了严格的评估和监测，确保不会对生态环境造成损害。
二、技术特点长征五号运载火箭采用了一系列先进技术，使其具备了出色的性能和适应性。
以下将重点介绍其几个技术特点。
1. 大推力液氧/液氢发动机长征五号运载火箭采用了自主研制的大推力液氧/液氢发动机。
该发动机具有高比冲、高推力和低污染的特点，能够提供足够的动力来升空并将载荷送入预定轨道。
其高效能也使长征五号运载火箭成为世界上最具竞争力的运载火箭之一。
2. 模块化设计为了提高火箭的可靠性和适应性，长征五号运载火箭采用了模块化设计。
通过将火箭分为不同的模块，可以方便地进行检修和更换，从而缩短了准备时间和维修周期。
这种设计也为今后的升级改进提供了更多的可能性。
航空器飞行性能的多目标优化
航空器飞行性能的多目标优化在现代航空领域，追求更高的飞行性能一直是不懈的目标。
航空器的飞行性能涉及多个方面，如速度、航程、燃油效率、起降性能、机动性等等。
为了实现这些性能的最优组合，多目标优化成为了关键的研究方向。
让我们先从速度这一性能指标说起。
速度对于航空器来说至关重要，它直接影响着运输效率和任务执行能力。
更快的速度意味着能够在更短的时间内到达目的地，但同时也可能带来更大的空气阻力和更高的能耗。
在多目标优化中，我们需要在追求高速度的同时，考虑如何降低阻力和能耗，以达到一种平衡。
航程是另一个重要的考量因素。
对于长途飞行的客机或货运飞机，更长的航程能够减少中途加油的次数，提高运营效率。
然而，要增加航程，往往需要携带更多的燃油，这又会增加飞机的重量，进而影响其他性能。
因此，在优化航程时，必须综合考虑飞机的结构设计、燃油携带量以及飞行过程中的燃油消耗率等多个因素。
燃油效率在当今注重环保和成本控制的背景下显得尤为关键。
提高燃油效率不仅能够降低运营成本，还能减少对环境的影响。
通过优化飞机的外形、发动机性能以及飞行策略，可以在保证其他性能的前提下，最大程度地提高燃油效率。
但这往往需要在空气动力学、热力学等多个学科领域进行深入研究和创新。
起降性能对于机场的运营和航班的安排也有着重要的影响。
较短的起降距离能够使飞机适应更多类型的机场，增加航线的灵活性。
但要实现这一点，需要在飞机的机翼设计、起落架结构以及飞行控制系统等方面进行精心优化，同时也要考虑到飞机在起降过程中的稳定性和安全性。
机动性对于战斗机等军用航空器来说是至关重要的性能指标。
良好的机动性能够使飞机在空战中占据优势。
然而，提高机动性可能会对飞机的稳定性和结构强度提出更高的要求，这就需要在设计和优化过程中找到最佳的解决方案。
在进行航空器飞行性能的多目标优化时，面临着诸多挑战。
首先，各个性能指标之间往往存在着复杂的相互关系，一个指标的改进可能会对其他指标产生不利影响。
基于工况划分的火电机组运行多目标优化
基于工况划分的火电机组运行多目标优化叶灵芝;贾立;宋鸣程【摘要】针对火电机组运行优化过程中存在的工况变化大和目标参数最优值冲突的问题,提出了基于工况划分的火电机组运行多目标优化的方法.首先,根据机组的外部约束条件,提出了适用于工况划分的K-means改进算法,通过对初始聚类数K值和初始聚类中心的选择进行优化,得到快速、合理的机组负荷和煤质情况的工况划分结果.进而,采用多目标优化方法协调经济性指标和环保性指标的最优解,通过将NSGA-Ⅱ与理想点法结合,并使用新相似度度量方法,得到性能指标最优的运行参数.以某300 MW机组历史运行数据为试验对象,进行基于工况划分的火电机组运行多目标优化研究.仿真结果表明,所提出的K-means优化算法更快速、高效,得到的划分结果也更合理;划分后的每一工况的多目标优化结果也为实时操作提供了具体的优化运行指导.【期刊名称】《自动化仪表》【年(卷),期】2019(040)005【总页数】6页(P25-30)【关键词】电站运行优化;工况划分;数据挖掘;K-means算法;运行参数;多目标优化;理想点法;NSGA-Ⅱ【作者】叶灵芝;贾立;宋鸣程【作者单位】上海大学机电工程与自动化学院,上海200072;上海大学机电工程与自动化学院,上海200072;上海大学机电工程与自动化学院,上海200072【正文语种】中文【中图分类】TH390 引言火电机组运行优化是提高热力设备甚至整个电厂效率的重要手段。
运行优化的目标值反映了当前工况下机组所能达到的最佳参数，为操作人员提供了重要的指导信息[1-2]。
然而，在实际运行过程中，国内电站机组普遍存在负荷和工况变化大的问题[3]；同时，运行优化的目标也根据实际需求不同而变化。
在机组运行优化过程中，机组的运行效率和降低污染物排放的最优解相互冲突，提高电站机组效率常常以牺牲环境为代价[4]。
本文研究了基于工况划分的火电机组运行多目标优化问题，提出改进的K-means 算法，对电站历史数据进行工况划分，并采用多目标优化方法协调电厂经济指标与环保指标的冲突问题。
空中发射运载火箭弹道优化设计
第４卷 第５期２０２０年９月宇航总体技术Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＶｏｌ．４Ｎｏ．５Ｓｅｐ．２０２０空中发射运载火箭弹道优化设计李庆龙，郑亚茹，徐 明（北京航空航天大学宇航学院，北京１００１９１）摘 要：以现有空中发射运载火箭“飞马座”（Ｐｅｇａｓｕｓ）为研究对象，研究了空中发射运载火箭的弹道优化设计方法。
在建立的空中发射运载火箭动力学模型的基础上，考虑空中发射火箭独特气动外形，设计发射全过程的飞行控制模型；给出了使用遗传算法（ＧＡ）筛选弹道优化问题全局最优初值，并交叉运用起作用集算法（ＡＳＭ）与内点法对ＧＡ算法获得的初值二次寻优，从而获得空中发射火箭弹道的分级优化设计方法，另与“飞马座”空中发射运载火箭的弹道数据对比，验证了该分级优化方法相比传统弹道优化设计方法，适用的目标轨道范围广阔，发射位置灵活，能够更大程度挖掘空中发射运载火箭的运载能力。
关键词：空中发射运载火箭；弹道优化设计；分级优化；飞行控制模型 中图分类号：Ｖ４２１．１文献标识码：Ａ文章编号：２０９６－４０８０（２０２０）０５－０００８－０８Ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ Ｄｅｓｉｇｎ ｆｏｒ ａｎ Ａｉｒ－Ｌａｕｎｃｈｅｄ ＲｏｃｋｅｔＬＩ Ｑｉｎｇｌｏｎｇ，ＺＨＥＮＧ Ｙａｒｕ，ＸＵ Ｍｉｎｇ（Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ Ｂｅｉｈａｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １００１９１，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｓｔｕｄｉｅｓ ｔｈｅ ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ ｏｆ ｔｈｅ ａｉｒ－ｌａｕｎｃｈｅｄ ｒｏｃｋｅｔ，ｗｈｉｃｈｂｕｉｌｄｓ ａ ｄｙｎａｍｉｃａｌ ｍｏｄｅｌ ｏｆ ｔｈｅ ａｉｒ－ｌａｕｎｃｈｅｄ ｒｏｃｋｅｔ ａｎｄ ｄｅｓｉｇｎｓ ａ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｍｏｄｅｌ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅｕｎｉｑｕｅ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ．Ａ ｍｕｌｔｉｌｅｖｅｌ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ ｉｓ ｐｕｔ ｆｏｒｗａｒｄ，ｗｈｅｒｅ ｔｈｅ ｇｅ－ｎｅｔｉｃ ａｌｇｏｒｉｔｈｍ ｉｓ ｕｓｅｄ ｔｏ ｃｈｏｏｓｅ ｉｎｉｔｉａｌ ｖａｌｕｅｓ ｏｆ ｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌ ｎｏｎｌｉｎｅａｒ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ａｌｇｏｒｉｔｈｍｓ ｐｒｅ－ｌｉｍｉｎａｒｉｌｙ，ａｎｄ ｔｈｅｎ ｔｈｅ ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ ｉｓ ｏｐｔｉｍｉｚｅｄ ｆｏｒ ｓｅｃｏｎｄ ｔｉｍｅ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ａｃｔｉｖｅ ｓｅｔ ｍｅｔｈｏｄ ａｎｄ ｉｎｔｅ－ｒｉｏｒ ｐｏｉｎｔ ａｌｇｏｒｉｔｈｍ．Ｂｅｓｉｄｅｓ，ｃｏｍｐａｒｅｄ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｂａｌｌｉｓｔｉｃ ｄａｔａ ｏｆ ｔｈｅ Ｐｅｇａｓｕｓ ｒｏｃｋｅｔ，ｔｈｅ ｍｕｌｔｉ－ｌｅｖｅｌ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ ｉｓ ｆｌｅｘｉｂｌｅ ｉｎ ｌａｕｎｃｈｉｎｇ ｐｏｓｉｔｉｏｎ ａｎｄ ｃｏｖｅｒｓ ｗｉｄｅ ｒａｎｇｅ ｉｎ ｔａｒｇｅｔ ｏｒｂｉｔ，ｗｈｉｃｈ ｃａｎ ｅｘｐｌｏｒｅ ｔｈｅ ｆｕｌｌ ｐａｙｌｏａｄ ｃａｐａｃｉｔｙ ｏｆ ａｎ ａｉｒ－ｌａｕｎｃｈｅｄ ｒｏｃｋｅｔ．Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：Ａｉｒ－ｌａｕｎｃｈｅｄ ｒｏｃｋｅｔ；Ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｄｅｓｉｇｎ；Ｍｕｌｔｉｌｅｖｅｌ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ；Ｆｌｉｇｈｔｃｏｎｔｒｏｌ ｍｏｄｅｌ收稿日期：２０１９－１１－１８；修订日期：２０２０－０２－０８基金项目：国家自然科学基金（１１７７２０２４，１１４３２００１）作者简介：李庆龙（１９９６－），男，硕士在读，主要研究方向为航天器动力学。
发射动力系统内弹道优化设计计算
发射动力系统内弹道优化设计计算发射动力系统内弹道优化设计计算发射动力系统内弹道优化设计计算是探索重点任务之一，因为它关系到弹道导航与控制系统的精度和可靠性，直接影响到导弹的打击效果和命中率。
本文将对发射动力系统内弹道优化设计计算进行详细介绍。
一、发射动力系统内弹道发射动力系统内弹道是导弹在离开发射台后到达目标点之前的轨迹。
一般来说，内弹道采用了三段加速法，即在离发射台距离较远的位置采用第一段加速，使导弹进入空气稀薄层中加速追踪目标；在距离目标点较远的位置采用第二段加速；在离目标点较近的位置采用第三段加速，使导弹能够击中目标，实现任意角度的攻击。
二、内弹道优化设计计算内弹道的优化设计计算目的是确定最佳的飞行计划和调整飞行参数，以使导弹能够以最小的时间、最小的燃料消耗和最大的精度击中目标。
（一）导引律选择导引律是导弹内弹道控制系统的核心，选择合适的导引律可以有效提高导弹的命中率和抗干扰性能。
常见的导引律有比例导引律、比例修正导引律、比例-积分导引律和预测导引律等。
在具体设计时需要根据目标类型、干扰环境和系统要求等综合因素进行选择。
（二）控制极点设计内弹道控制极点的设计是使导弹飞行稳定、准确的保证，控制极点对内弹道的稳定性、敏感度和过冲量等指标起到直接的影响。
调节控制极点的位置和数量可以精确控制导弹的动态行为，如响应速度、阻尼比、稳定性和过冲量等参数。
（三）预测法控制预测法控制是一种高级的弹道控制方法，与常规的比例-积分导引律不同的是，它使用预测技术来基于中间目标预测趋势，根据预测结果对导弹控制系统进行修正，使导弹能够更快、更准确地找到目标。
预测法控制可以提高导弹的抗干扰能力和命中率，特别适用于高速飞行和大气干扰条件下的导弹控制。
（四）弹体设计弹体设计是导弹内弹道优化设计的重要环节，它涉及到空气动力学、力学和材料科学等多学科交叉领域。
弹体设计的关键在于降低弹体的阻力和重量，提高弹体的机动性和抗干扰性能。
基于智能算法的航空航天推进系统优化设计
基于智能算法的航空航天推进系统优化设计航空航天推进系统在飞行器的设计和运行中起着至关重要的作用。
其优化设计旨在提高推进系统的性能和效率，以达到更好的性能指标和节能减排的目的。
近年来，基于智能算法的优化设计在航空航天领域得到了广泛应用，它能够帮助工程师们更快速、高效地获取最佳解决方案。
本文将讨论基于智能算法的航空航天推进系统优化设计的背景、方法和效果。
航空航天推进系统的优化设计是一个多目标多约束的复杂问题。
传统的优化方法常常面临到了效率低下和局限性的问题。
而基于智能算法的优化设计能够利用计算机的计算能力和优化算法的全局搜索能力，对推进系统的设计参数进行全面的搜索和优化。
常见的智能算法有遗传算法、粒子群算法、模拟退火算法等。
在基于智能算法的优化设计中，首先需要明确目标函数的定义和约束条件。
目标函数可以是推进系统的性能指标，如推力、燃料消耗率、燃气温度等，约束条件可以是工程设计要求和材料等限制条件。
然后，通过选择合适的智能算法和设置好参数，将问题转化为一个数学优化模型。
智能算法根据目标函数和约束条件来搜索最佳解决方案，并通过迭代过程逐步优化设计参数。
最后，通过对搜索结果的评估和验证，确定最佳的设计方案。
基于智能算法的航空航天推进系统优化设计具有以下几点优势。
首先，智能算法能够充分利用计算机的计算能力，进行高效的搜索和计算。
其次，智能算法具有较好的全局搜索能力，可以搜索到比传统方法更优的设计方案。
再次，智能算法能够处理多目标多约束的优化问题，对于复杂的推进系统设计具有较好的适应性和鲁棒性。
此外，智能算法还可以并行化执行，进一步提高优化设计的效率。
实际应用中，基于智能算法的航空航天推进系统优化设计已经取得了一定的成果。
例如，在火箭发动机的设计中，利用遗传算法可以优化燃烧室的结构，提高推力和燃烧效率。
在飞行器的发动机系统设计中，利用粒子群算法可以优化喷管的几何形状和喷嘴尺寸，提高推力和燃料效率。
此外，还可以通过基于智能算法的优化设计来降低排放量、减少噪音等，实现环境友好型的推进系统。
新一代运载火箭12点调平控制策略设计及优化
2021年第1期导弹与航天运载技术No.1 2021 总第378期MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.378收稿日期：2020-11-20；修回日期：2020-12-30文章编号：1004-7182(2021)01-0099-06DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20210119新一代运载火箭12点调平控制策略设计及优化刘丽媛，邢然，李道平，郑国昆，李静妍（北京航天发射技术研究所，北京，100076）摘要：针对新一代载火箭12点支撑调平需求，通过12点调平的理想过程与实际需求解析，分解建立控制模型，设计了一种多耦合因素下12点快速调平闭环控制算法，并利用样机台架进行测试，根据试验结果制定控制策略，实现新型平台多点调平控制技术创新研究及精度优化提升。
关键词：12点调平；比例积分微分控制调节；控制策略中图分类号：TP273文献标识码：ADesign and Optimization of 12-piont Leveling Control Strategy forthe New Generation Carrier RocketLiu Li-yuan, Xing Ran, Li Dao-ping, Zheng Guo-kun, Li Jing-yan(Beijing Space Launch Technology Research Institute, Beijing, 100076)Abstract: In order to meet the 12 new rocket support leveling requirements, through 12 leveling ideal process and the actual demand analysis, the establishment of control model is analyzed, A kind of coupling factors under 12 more rapid leveling control algorithm is designed. And the prototype test bench is used, Control strategy based on the result is set. New platform more leveling control technology innovation research is achieved and its accuracy is optimized.Key words: 12-point support leveling; Proportional Integral Derivative; control strategy0 引言传统的发射平台一般采用4点支撑方式，进行垂直度调整，新一代运载火箭采用12点（以下简称多点）支撑的平台，对平台支撑物的垂直度调整控制提出了更高精度的要求。
中高轨卫星的元启发式多目标在轨服务任务优化设计方法
《中高轨卫星的元启发式多目标在轨服务任务优化设计方法》xx年xx月xx日•引言•中高轨卫星概述•元启发式多目标优化算法•中高轨卫星在轨服务任务优化设计目•案例分析与应用•结论与展望录01引言随着航天技术的快速发展，中高轨卫星在通信、导航、遥感等领域发挥着越来越重要的作用。
由于在轨卫星性能下降或发生故障，需要执行在轨服务任务进行维修或替换，因此研究优化设计方法具有重要意义。
研究背景与意义目前，针对中高轨卫星在轨服务任务的研究主要集中在单目标优化上，如最小化任务完成时间、最小化燃料消耗等。
然而，实际在轨服务任务中往往需要考虑多个相互冲突的目标，如任务完成时间、燃料消耗、服务成功率等，这给优化设计带来了挑战。
研究现状与挑战研究内容针对中高轨卫星在轨服务任务的多目标优化设计问题，研究元启发式算法在解决该问题中的应用。
研究方法采用遗传算法、粒子群优化算法等元启发式算法，对中高轨卫星在轨服务任务进行优化设计，实现多个目标的平衡。
研究内容与方法02中高轨卫星概述中高轨卫星的特点与优势中高轨卫星的覆盖范围比低轨卫星更广，能够覆盖更广阔的地理区域。
覆盖范围广传输时延小传输速率快可靠性高由于中高轨卫星距离地球较远，因此传输时延比低轨卫星小。
中高轨卫星由于其传输路径较短，因此能够实现更快的传输速率。
中高轨卫星由于其轨道高度较高，因此受大气层影响较小，可靠性较高。
中高轨卫星的应用领域中高轨卫星可以实现大范围的通信服务，特别是在偏远地区和海洋地区。
通信中高轨卫星可以用于全球定位系统（GPS）和北斗系统等导航定位服务。
导航中高轨卫星可以用于气象观测和气象预报等服务。
气象观测中高轨卫星还可以用于地球观测、环境监测等科学研究领域。
科学研究中高轨卫星在轨维修是一项重要的在轨服务需求，可以延长卫星的使用寿命。
在轨维修中高轨卫星在轨燃料补加可以延长卫星的使用寿命和增加在轨工作时间。
在轨燃料补加中高轨卫星在轨故障排除可以及时修复故障，保证卫星的正常运行。
航天器的多目标任务规划技术
航天器的多目标任务规划技术在当今的航天领域，航天器的多目标任务规划技术是一项至关重要的课题。
随着航天任务的日益复杂和多样化，如何有效地规划航天器的任务，以实现多个目标的最优达成，成为了摆在航天科学家和工程师面前的一个巨大挑战。
要理解航天器的多目标任务规划技术，首先得明确什么是多目标任务。
简单来说，就是在一次航天任务中，航天器需要同时完成多个不同的、甚至可能相互冲突的目标。
比如说，可能既要对某个行星进行详细的观测，又要收集特定区域的宇宙射线数据，还要在有限的能源和时间内完成与其他航天器的对接等。
那么，多目标任务规划技术到底有哪些关键要素呢？资源分配是其中一个极为重要的方面。
航天器携带的燃料、能源、存储空间以及计算资源等都是有限的。
如何在这些有限的资源条件下，合理地分配给不同的任务，确保每个任务都能得到足够的支持，同时又不会导致资源的过度消耗，这需要精确的计算和巧妙的规划。
时间安排也是一个关键因素。
不同的任务可能有不同的时间要求，有些任务需要在特定的时间段内完成，有些任务则可以相对灵活地安排。
如何在航天器的运行周期内，合理地安排各个任务的执行时间，避免时间冲突，同时充分利用有效的工作时间，是多目标任务规划中需要重点考虑的问题。
任务优先级的确定同样不容忽视。
在多个目标任务中，有些任务可能具有更高的重要性或紧迫性。
例如，对于保障航天器安全的任务可能就需要优先执行，而一些相对次要的科学观测任务则可以在条件允许的情况下适当延后。
确定合理的任务优先级，能够确保在复杂的情况下，航天器能够首先完成最为关键的任务。
在实际的多目标任务规划中，数学模型和优化算法发挥着重要作用。
通过建立精确的数学模型，可以将复杂的任务规划问题转化为可计算的数学表达式。
然后，利用各种优化算法，如遗传算法、模拟退火算法等，来求解这个数学模型，从而得到最优的任务规划方案。
然而，实际情况往往比理论模型要复杂得多。
太空环境充满了不确定性，比如突发的太阳风暴可能会影响航天器的能源供应，轨道上的微小碎片可能会对航天器造成损害。
卫星发射新技术如何提高发射成功率
卫星发射新技术如何提高发射成功率卫星发射是一项极其复杂且高风险的任务，它需要高度的精确性、可靠性和安全性。
随着科技的不断进步，一系列新技术的出现为提高卫星发射成功率带来了新的机遇和可能。
首先，先进的火箭发动机技术在提高发射成功率方面发挥着关键作用。
传统的液体火箭发动机存在着燃烧不稳定、推力调节范围有限等问题。
而新型的发动机技术，如液氧甲烷发动机，具有更高的比冲、更好的可重复使用性和更低的成本。
液氧甲烷组合具有易于储存和处理的优点，能够减少发射前的准备时间和复杂性，从而降低出错的概率。
此外，通过采用先进的燃烧控制技术，可以使发动机的燃烧更加稳定，推力输出更加精确，为卫星进入预定轨道提供更可靠的动力保障。
材料科学的发展也为卫星发射带来了显著的改进。
高强度、轻质的复合材料在火箭制造中的应用越来越广泛。
这些材料不仅能够减轻火箭的自重，增加有效载荷，还能提高火箭结构的强度和稳定性。
例如，碳纤维复合材料在火箭外壳和结构部件中的使用，可以承受发射过程中的巨大压力和振动，减少结构故障的风险。
同时，新型的隔热材料能够更好地保护卫星和火箭在穿越大气层时免受高温的影响，确保内部设备的正常运行。
在导航与控制系统方面，高精度的卫星导航和惯性导航技术的结合，为火箭的飞行轨迹提供了更加精确的控制。
新一代的传感器和测量设备能够实时获取火箭的位置、速度和姿态等信息，通过先进的算法和控制系统进行快速处理和调整。
这样可以有效地应对各种突发情况，如大气阻力的变化、风场的影响等，使火箭能够更加准确地将卫星送入预定轨道。
此外，自主飞行控制技术的发展使得火箭在出现部分系统故障时，能够自动调整策略，继续完成发射任务，大大提高了发射的可靠性。
发射场的智能化管理也是提高发射成功率的重要环节。
利用物联网技术，将发射场的各种设备、设施和系统连接起来，实现实时监测和远程控制。
通过大数据分析，可以对发射前的准备工作进行优化，提前发现潜在的问题，并及时进行维修和更换。
空射火箭箭机分离过程气动特性仿真
空射火箭箭机分离过程气动特性仿真屈亮;张登成;张艳华;胡孟权;李达【期刊名称】《空军工程大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2013(014)003【摘要】为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-w模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析.仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态；当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定.【总页数】5页(P28-32)【作者】屈亮;张登成;张艳华;胡孟权;李达【作者单位】空军工程大学航空航天工程学院,陕西西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,陕西西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,陕西西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,陕西西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,陕西西安,710038【正文语种】中文【中图分类】V475.1【相关文献】1.基于动网格对内装式空射火箭分离过程的仿真 [J], 郑无计;张登成;张艳华;李靖涛;郑无索2.基于数值仿真的火箭箭体气动特性分析 [J], 朱和铨;张登成;屈亮;张艳华3.内装式空射运载火箭与载机分离过程的纵向飞行品质研究 [J], 张艳华;张登成;张久星;朱和铨4.内装式空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学分析 [J], 韩艳铧;尹文博;张勇5.载机干扰流场下的内装式空射火箭分离过程仿真 [J], 张久星;徐浩军;张登成;张艳华因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
高超声速试飞器系统的多目标优化设计
高超声速试飞器系统的多目标优化设计
范培蕾;杨涛;张晓今
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2010(031)004
【摘要】为了将高超飞行器可靠地运载至理想工作条件,满足"平坦"型试验弹道和入轨点的约束要求,在详细分析系统气动力特性、动力特性、结构特性、质量特性的基础上,以起飞质量、高超动力飞行段射程倒数为目标函数,建立了试飞器系统的多目标优化模型,并采用MOEA/D算法进行求解计算,在综合分析系统敏感稳健性的基础上,确定最终优化方案.结果表明:最终优化方案在满足约束要求的前提下,其起飞质量大幅度降低,高超声速动力飞行段射程(R2-R1)增加较多,验证了对试飞器系统进行多目标优化的必要性和合理性.
【总页数】8页(P973-980)
【作者】范培蕾;杨涛;张晓今
【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073【正文语种】中文
【中图分类】V421.1
【相关文献】
1.高超声速巡航飞行器机身多目标优化设计 [J], 车竞;唐硕;何开锋
2.高超声速飞行器宽速域翼型多目标优化设计研究 [J], 张阳; 韩忠华; 柳斐; 宋文萍
3.高超声速飞行器宽速域翼型多目标优化设计研究 [J], 张阳; 韩忠华; 柳斐; 宋文萍
4.一种高超声速试飞器助推段主动弹性抑制方法 [J], 许志; 马宗占; 唐硕
5.高超声速飞行器宽速域翼型高效多目标优化设计方法研究 [J], 张阳;韩忠华;柳斐;宋科;张科施;宋文萍
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
固体火箭发动机成本与性能双目标优化设计
（ （ ） （8） - fj ） " j f j x） # j =（ l 式中， 步长 # 为一个足够小的正数， 其取值范围 之间； 一般在 ［ 0 . 0l 0 . 000 l］ "j 为归一化因子； wj 0为权重系数 . 设 f jmax 和 f jmin 分别为当 "j 和 wj 的计算方法： 前解集中 子 目 标 函 数 f j 的 最 大 和 最 小 值， Rj = 则每个目标函数的 "j 为 f jmax - f jmin ， l "j = R j
Wang Liang
（ Coiiege of Astronautics，Northwestern Poiytechnicai University，Xi’ an 710072，China）
Abstract：To soive the probiem of muitipie attributes vaiue optimization in the upper stage soiid propeiiant rocket engines of a iaunch vehicie，parameter-cost modeis of motor parts were estabiished and an improved pareto （ IPGA）that combines the NSGA-! with iocai search aigorithm was presented . Simuiation test genetic aigorithms shows that the convergence of IPGA is better than that of NSGA-! . Setting the maximum terminai speed increment of the rocket motor and its manufacture cost as objective functions，Pareto optimai sets were obtained by using IPGA which motor case materiais are APMOC and carbon respectiveiy . Adapting the deai point method，an infiexion point of cost- effect ratio in Pareto optimai sets was gained . Setting this point as trade-off soiution，the caicuiation resuits show that the effective ioad of the iaunch vehicie was increased by 7 . 6% and cost of the motor was decreased . Key words：soiid propeiiant rocket engines；mutipie objective programming；genetic aigorithm；vaiue optimization
基于遗传算法的航空发动机多目标优化PID控制
基于遗传算法的航空发动机多目标优化PID控制
李玥;孙健国
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】2008(23)1
【摘要】提出采用多目标遗传算法,对航空发动机PID控制器参数进行优化设计.使用先进多目标遗传算法NSGA-Ⅱ对航空发动机PID控制器进行参数整定.针对某型航空发动机在飞行包线内的飞行状态进行控制器参数的优化选取,仿真结果表明,与传统手动试凑调节PID控制器参数进行比较,转速阶跃响应过程的性能指标得到了很好的优化,获得了令人满意的优化效果.
【总页数】5页(P174-178)
【关键词】航空;航天推进系统;多目标优化;遗传算法;PID控制;航空发动机
【作者】李玥;孙健国
【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院
【正文语种】中文
【中图分类】V233.7
【相关文献】
1.基于多目标遗传算法和多属性决策的船舶柴油机转速PID控制器参数优化 [J], 李学斌
2.航空发动机PID控制参数优化的改进遗传算法 [J], 李秋红;孙健国;周继超
3.基于多目标遗传算法的航空发动机PID控制器参数优化 [J], 李学斌
4.基于多目标遗传算法的航空发动机总体性能优化设计 [J], 李立君;尹泽勇;乔渭阳
5.基于混合遗传算法的航空发动机PID控制参数寻优 [J], 曹志松;朴英
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
广义速度。建立了以箭机安全距离、运载火箭有效动能与耗能的比值 、 运载火箭控制机构耗能为变量的多目标优化模型。
利用 ＭＡ Ｌ Ｂ软 件计 算优 化模型 ，分析优 化结 果，证 明适 用 于解 决 空中发射 系统 的优化 问题 ＴＡ
关键 词：粒 子群 优化 算法 ；多 目标优化 ； 飞行 力 学；空 中发射 ；运 载火箭 中图分类号 ：Ｖ４ ５１ ７． 文献标识码 ：Ａ
Ｍ ｕ ｔｐｕ ｐｏ ｅＯｐ ｉ ｚ ｔｏ ｎ Ｆｉｅ ｔ ｔ ｌｉ ｒ ｓ ｔｍｉ ａ ｉ ｎ ｏ ｒ ｄ Ｓ ａ ｅ
ｏ ｎ ห้องสมุดไป่ตู้ ｎａ ｌ ｒ ｉ ｄ Ａ ｉ —ａ ｃ ｅ ｕ ｈ Ｖｅ ｉ ｌ ｆＩ ｔ ｒ ｌ Ｃａ ｒ ｅ ｒ ｌ ｕｎ ｈ ｄ Ｌａ ｎｃ ｈ ｃ ｅ ｙ
Ａｂｓｒ ｃ ： ｍ ｉ ｇ ａ ｅ ｗｉ ｅ ｓａ ｅ ｓ ａ ｅ ｆｉ ｔｒ ａ ｌ ａ ｒｅ ｉ ｌｕ ｃ ｅ ｕ ｃ ｅ ｉｌ ， ｌ ｐ ｒ ｏ ｅ ｏ ｔ ｔ ａ ｔ Ａｉ ｎ ｔ ｈ ｄ ｔｔ ｐ ｃ ｓｏ ｅ ｎ ｌｙ ｃ ｒ ｉｄ ａｒ ａ ｎ ｈ ｄ ｌ ｎ ｈ ｖ ｈ ｃ ｅ ａ ｍｕ ｔ ｕ ｐ ｓ ｐ ｉ ｌ ｔ ｏ ｔ ｎ － ａ ｉ ｍａ ｍｅ ｈ ｄ ｂ ｓ ｄ ｏ Ｏ ｆ ｒ ａｒ ｌｕ ｃ ｅ ｙ ｔ ｍ ｓｐ ｏ ｏ ｅ ． ａ ｔｃ ｅ ｓ ｒ ｍ’ ｅ ｅ ａ ｉ ｅ ｏ ｉ ｏ ｎ ｅ ｅ ａ ｉｅ ｅ ｏ ｉ ａ ｅ ｎ ａ ｅ ｎ ＰＳ ｏ ｉ ａ ｎ ｈ ｄ ｓ ｓｅ ｗａ ｒ ｐ ｓ ｄ Ｐ ｒｉ ｌ ｗａ － ｓｇ ｎ ｒ ｌｚ ｄ ｐ ｓｔ ｎ ａ ｄ ｇ ｎ ｒ ｌ ｄ ｖ ｌｃ ｔ ｂ ｓ ｄ ｏ ｉ ｚ ｙ ｔ ｒ ｅ ｉ ｄ ｐ ｎ ｅ ｔｖ ｒａ ｌ ｓ ｔ ａ ｒ ｈ Ｒｉ ｄ ｎ ｌ ｆ ａ ｒａ ａ ｒｅ ，ｔ ｅ ｒ ｓｓ ａ ｃ ｅ ｔ ｒ ｓ ｏ ａ ａ ｈ ｔ ｎ ｈ ｎ ｕ ａ ｈ ｅ ｎ ｅ ｅ ｄ ｎ ａ ｉｂ ｅ ｈ ｔ ａ ｅ ｔ ｅ ａ ｔ ｅ ａ ｇ ｅ ｏ ｅ ｉｌ ｃ ｒｉ ｒ ｈ ｅ ｉｔ ｎ ｅ ｆ ａ ｕ ｅ ｆ ｐ ｃ ｕ ｅ ａ ｄ ｔ ｅ ａ ｇ ｌ ｒ ｕ ｒ
２ １ 年第 １ ０２ 期 总第 ３ ７ １ 期
文 章 编 号 ： １０ —１２２ １） １ ０ ４０ ０ ４７８ （０２０ ・ ４ —５ ０
导 弹 与 航 天 运 载 技 术
Ｍ Ｉ Ｓ Ｌ ＮＤ Ｐ Ｅ ＨＩ ＬＥＳ Ｓ Ｉ ＥＳ Ａ Ｓ ＡＣ ＶＥ Ｃ
Ｎ０ １２ １ ． ０２ Ｓ ｍ ． １ ｕ ＮＯ ３ ７
ｆ ｃ ｏ ｓ ｔ ａ ｒ ｈ ａ ｅ ｄ ｓａ ｃ ｅｗｅ ｎ ｐ ａ ｅ ａ ｄ ｌ ｕ ｃ ， ｈ ａ ｉ ｆｌ ｕ ｃ ｅ ｉ ｌ ’ ｆｅ ｔ ｅ ｋ ｎ ｍａ ｉ ｎ ｒ ｙ ｔ ｎ ｌ ａ ａ ｔ ｒ ｈ ｔａ ｅ ｔ ｅ ｓ ｆ ｉｔ ｎ ｅ ｂ ｔ ｅ ｌｎ ｎ ａ ｎ ｈ ｔ ｅ ｒ ｔ ｏ ｎ ｈ ｖ ｈ ｃ ｅ Ｓｅ ｃ ｉ ｉ ｅ ｔｃ ｅ ｅ ｇ ｏ ｅ ｖ ｏ ｄ ｏ ａ ｖ ｎ ｈ ｎ ｌ ａ ｆ ａ ｎ ｈ ｖ ｈ ｃ ｅ Ｓ ｏ ｔｏ ａ ． ｅ ｏ ｔ ｚ ｔｏ ｄ ｌ ｕ ｄ ｂ ｕ ｅ ｕ ａ ｄ ｔ ｅｅ ｖ ｏ ｄ ｏ ｕ ｃ ｅ ｉ ｌ ’ ｃ ｎ ｒ ｌ ｅ ｒ Ｔｈ ｐ ｉ ｉａ ｉ ｎ ｍｏ ｅ ｏ ｌ ｅ ｆｇ ｒ ｄ ｏ ｔ ｙ Ｍ ＡＴＬ ｌ ｇ ｍ ｃ ｉ ｂ ＡＢ， ｎ ｌ ｓｓｏ ｔ ｅｒ ｓ ｌ ａ ａｙ ｉ ｆ ｈ ｕ ｔ ｅ ， ｗｈ ｃ ａ ｉ ａ ｅ ｉ ｅｈ ｄ ｉ ｕ ｔ ｂ ｅｆ ｒｓ ｌ ｉ ｇｔ ｅ ｏ ｔ ｚ ｄ ｐ ｏ ｌ ｍ ｆａｒ ｌｕ ｃ ｅ ｙ ｔ ｍ ． ｉ ｈｖ ｌ ｔ ｓｔ ｓ ｔ ｏ ， ｓｓ ｉａ ｌ ｏ ｏ ｖ ｎ ｐ ｉ ｅ ｒ ｂ ｅ ｏ ｉ－ａ ｎ ｈ ｄ ｓ ｓ ｅ ｄ ｈ ｍ ｈ ｍｉ Ｋｅ ｏ ｄ ： ａ ｔｃ ｅｓ ｒ ｏ ｔｍｉ ａ ｉ ｎ Ｍ ｕ ｔ ｕ ｐ ｓ ｐ ｉ ｚ ｔ ｎ Ｆｌ ｈ ｙ ａ ｉｓ Ａｉ ｕ ｃ ； ｕ ｃ ｅ ｉ ｌ ｙ Ｗ ｒ ｓ Ｐ ｒｉ ｌ ｗａ ｍ ｐ ｉ ｚ ｔ ； ｏ ｌ ｐ ｒ ｏ ｅｏ ｔｍｉ ａ ｉ ； ｉ ｔ ｎ ｍ ｃ ； ｒｌ ｎ ｈ Ｌａ ｎ ｈ ｖ ｈ ｃｅ ｉ ｏ ｇ ｄ ａ
Ｚ ｕＨｅ ｕ ｎ Ｚ ａ ｇＤｅ ｇ ｈ ｎ ， ｈ ｎ ｎ ｕ ， ｉ ｇ ｈ ｑ ａ ， ｈ ｎ ｎ ｃ ｅ ｇ Ｚ ａ ｇＹａ ｈ ａ ＱｕＬ ａ ｎ
（ ｎ ｉｅｒ ｇＩｓｔｔ， ｒ ｏｃ ｎ ｉｅｒ ｇＵｎｖ ｒｉ ， ’ｌ ７ ０ ３ ） Ｅ ｇｎｅｉ ｔｕｅ ＡｉＦ ｒｅＥ ｇ ｅｉ ｉｅｓ ｙ Ｘｉ ｌ １０ ８ ｎ ｎｉ ｎ ｎ ｔ ａ，
ｖ ｌｃｔ ｆ ａｎ ｈｖ ｈｃ ｈ ｎｉ ｗａ ｒｄｗ ｒ ｅ ｎ ｄ Ａ ｍｕｔ ｏｊｃ ｏ ｔ ｚｔ ｎｍｏ ｅ ｗａ ｓ ｂｉ ｅ ａｅ ｎｔ ｅ ｅｏ ｉ ｏ ｕ ｃ ｅ ｉｌ ｗ ｅ ｓｆ ｅ ｅｅｄ ｆ ｅ ． ｌ－ｂｅｔ ｐｉ ａｉ ｄ ｌ ｓｅｔ ｌ ｈ ｄｂ ｓｄ ｏ ｅ ｙ ｌ ｅ ｔ ｉ ｉ ｉ ｍｉ ｏ ａ ｓ ｒ ｈ
内装式 空 中发射运 载火箭点 火状态 多 目标优 化
朱和铨 ，张登成 ，张艳 华，屈 亮
（ 军工程 大学工 程学 院，西安 ，７０３ ） 空 １ ０ ８
摘要：针对 内装式空中发射运载火箭状态空间广泛的特点，提 出基于粒子群优化算法的空中发射 系统的多 目 标优化
方法 。定 义 了以箭机分 离时载机 的姿 态角 、稳 定伞 的阻力特征 、运 载火 箭点火 时的 角速度 为 自变量 的粒 子群 广义位 置和