飞向Halo轨道的太阳帆航天器轨迹优化设计

研究了太阳帆航天器从地球同步轨道飞向日-地第2Lagrange(L2)点Halo轨道时其转移并入轨的轨迹优化设计问题。提出了分3阶段优化设计的方法:首先调整航天器逃离地球的飞行轨迹,使其比较接近目标Halo轨道的不变流形;再借助不变流形,用遗传算法求解相应的最优控制,使其转移到目标Halo轨道的不变流形上;最后航天器将沿流形飞行完成入轨。数值仿真结果表明,提出的方法可以得到相当好的转移轨道。由此显示:将转移轨道分为若干阶段,借助不变流形,用遗传算法求解最优控制问题的轨道优化设计方法对于此类小推力变轨问题是切实可行的。     

多颗小行星探测顺序确定及轨迹优化

小行星探测日渐成为深空探测领域的一个研究热点。考虑小行星Kepler轨道以及小推力航天器的特点,从能量和相位的角度推导出多颗小行星探测顺序的确定准则,并利用优化算法对航天器的飞行轨迹进行了全局优化设计。算法在满足约束条件的前提下,使得航天器剩余质量与飞行时间的比值达到最大,并通过数值仿真算例验证了算法的可行性。结果表明:该算法综合利用遗传算法和局部优化算法具有精度高、计算简单的特点,可用于小行星探测的轨迹优化设计问题。     

一种改进的不变流形算法

不变流形在动力学研究的许多方面都有重要意义,由于不变流形很难通过解析表达式求解,对其做近似计算就成为重要的手段。介绍了一种改进的流形计算算法,该算法由两步构成：首先利用PDE算法在不变流形上求出一些均匀的点;再借助三角形剖分方法利用PDE算法算出的点画出直观流形图。该算法避免了频繁求解微分方程问题,没有求解多余的轨道,且求解的精度也容易控制,得到的流形图直观。     

多模块航天器转移轨道优化设计

轨道动力学是适用于全局优化的众多应用领域之一。着眼于分布式航天器转移轨道优化,提出了所有航天器模块连续地从停泊轨道转移到目标轨道,并同时保持相对位置的方案。最优控制问题已经确定。性能指标的选取标准是在有限的燃料下将总体轨道转移时间降到最低。总体轨道转移时间是包括消除航天器之间在停泊轨道上的相位差耗费时间和所有模块长距离轨道转移时间之和。当选取位置和速度作为状态时,最优问题就是一个非常复杂的最优控制问题。然而,通过给出合适的常值状态参量,上述问题就会转变成静态参数最优问题。最终采用基于Matlab优化工具拟牛顿方法的最优化算法解决了这个参数最优化问题。当初始估计良好的情况下该最优化算法能够迅速收敛。另一方面,轨道动力学推力假设能够获得最初估计值。仿真结果证明了多模块航天器的轨道设计策略是实用的,同时证明该最优化算法是有效的。     

航天器抗攻击规避方法研究

首先基于相对轨道要素建立了满足一定精度要求的两飞行器相对运动动力学模型.考虑主要摄动因素以及航天器、未知目标的运动关系.利用航天器上微波雷达等设备测量航天器与未知目标之间的相对距离、高低角和方位角,以及相应的变化率.据此可以计算出被测量目标的相对位置和相对速度,进而计算航天器与未知目标之间的相对轨道要素.实现相对导航.当未知目标轨迹被识别后.根据预警策略判断未知目标是敌意的、非敌意的,并且判定航天器需要规避或暂时不需要规避.并且本文基于相对轨道要素提出了规避轨道机动策略,航天器可以远离未知目标.伴随未知目标飞行,跟随未知目标飞行.机动回到初始飞行轨道.等等.最后.利用Simulink对航天器相对轨道运动、轨道规避预警方案、自主相对导航方案、轨道规避控制策略进行了建模.选取了典型的未知目标攻击和航天器规避算例,从仿真结果可以看出,本文所述规避方法是可行性的.     

临近空间飞行器再入轨迹优化设计

针对临近空间飞行器再入轨迹的优化设计问题,给出了临近空间飞行器再入轨迹运动学模型和再入轨迹优化模型。选取飞行器末端飞行速度实际值与理想值之差的平方最小为性能指标,控制变量为迎角和滚转角。过程约束为过载、动压、热流,终端约束为高度、轨道偏角、轨道倾角。应用罚函数法和约束算子法将有约束最优控制问题转化为无约束最优控制问题。应用庞特里亚金极小值原理及最优控制理论对性能指标进行处理,得到最优控制问题的正则方程、控制方程及横截条件。在C++环境下应用共轭梯度法对无约束优化问题进行数值解算。仿真结果表明应用共轭梯度法能够得到满足各种约束的再入轨迹。因此,共轭梯度法对于临近空间飞行器再入轨迹优化问题的求解是可行的。     

亚轨道飞行器上升段轨迹快速生成方法研究

亚轨道飞行器飞行任务的主要特点是任务多样,任务时间间隔短。因此快速生成最优轨迹对保障亚轨道飞行器任务的完成至关重要。针对传统上升轨迹设计方法中存在的时间花销大、任务适应性较差等问题,基于最优控制理论对亚轨道飞行器上升段轨迹生成方法进行了研究。以上升段燃料消耗量最少作为性能指标,选取攻角、侧滑角和倾斜角作为控制变量求解最优性条件。采用经典的有限差分法将状态和伴随状态表示的两点边值常微分方程问题转化为非线性方程组,并使用改进型牛顿法求根。最后通过仿真分析,验证了给出的轨迹生成方法的快速性。     

探月卫星轨道的简单计算

本文以地球为参照系,用最简化的模型来估测从地球发射的探月卫星的轨道,详析了入轨速度对轨道性质及飞行时间的影响,由此引出最小能量轨道概念等。卫星进入月球引力范围之后的变轨及其他行为不在本文谈论范围之内。     

连续推力最优轨道规避

应用非线性规划方法研究了连续推力时间最优和燃料最优航天器规避问题。航天器空间飞行中,为了避免与其他航天器或空间碎片相撞,需采取措施实施规避策略。由于航天器最优规避问题是典型的具路径约束的轨迹优化问题,间接法即应用极大值原理难于处理。考虑航天器推进系统为固定比冲发动机,用改进的轨道根数描述航天器动态,在给定最大推力幅值和中间过渡轨道时,将规避问题划分为转移和返回两个阶段,然后应用非线性规划方法统一考虑时间最优和燃料最优航天器最优规避问题。数值仿真结果表明,最优规避任务能够完成;在时间最优或燃料最优规避情形时,航天器均以最大推力工作,且时间最优规避时消耗燃料最少。     

基于MATLAB遗传算法工具箱的非线性电路求解

结合非线性电路,将非线性方程组的求解转化为用遗传算法求解目标函数的最小值问题,借助MATLAB的遗传算法与直接搜索工具箱(GADS)采用标准遗传算法较详细地介绍了其求解过程。结果表明,用该方法求解非线性方程组不仅方便快捷,而且近似解精度较高,突出了遗传算法在非线性电路数值计算中的优越性。该方法可以推广应用于其他非线性问题的求解。     

月球探测器软着陆的最优控制

为研究月球探测器从月球泊轨道向月面软着陆的最优控制问题 ,提出了一种两次制动变轨的软着陆方案 :探月器从月球停泊轨道出发 ,启动变轨发动机进行第一次制动后飞向月球 ,在月面附近第二次制动以实现软着陆。在两次制动变轨时 ,对固定推力发动机的情况 ,采用 Pontryagin极大值原理对燃料最省变轨控制问题进行了分析 ,并引入遗传算法数值求解两点边值问题 ,得到了制动变轨的初始、终端位置和发动机推力方向角的最优控制规律     

天基对地打击武器最优过渡轨道研究

天基对地打击武器(SGKW)用于从太空对地面战略目标和高价值目标进行快速、准确地打击,是未来空间威慑和一体化作战的重要手段.对SGKW的作战轨道进行了建模分析,研究了SGKW的最优过渡轨道.采用遗传算法与经典优化方法相结合的组合优化策略求解轨道优化问题,结果表明,组合优化方法可以很好地克服传统优化方法的初值敏感问题,能够搜索到全局最优的轨道.     

不变流形法对动力系统的混沌控制

以Duffing振子为例,研究了非线性动力系统的混沌控制问题。首先应用不变流形方法确定了控制策略,得到了控制函数。为了避免使之计算中的奇异性的产生,施加控制函数u(t)需要满足一定条件,即当混沌轨道进入到不变流形的小邻域内的时候,开始施加控制。选择不同的小邻域,可以将混沌控制到不同的周期轨道上。数值计算验证理论分析的结果。另外,该方法与其他的控制方法相比较,有操作简单、方便、易于操作的特点。     

太阳帆新型逆向周期轨道

太阳帆航天器以其连续推力、不消耗燃料的特点而广受关注。该文提出一种太阳帆新型逆向周期轨道。采用太阳帆理想光压模型,在二体模型下给出了太阳帆逆向日心轨道的动力学特性,分析得出了能够形成平面逆向日心轨道的条件。由于该逆向周期轨道的对称性,该文以轨道的半周期为例,详细说明了逆向周期轨道的特点。该周期轨道位于黄道面内太阳的一侧,1个周期内角动量的符号变化2次。为了求解该轨道控制过程中所需要的姿态角,引入了粒子群差分进化(PSODE)优化算法。最后通过仿真计算,得出了一种简单控制律的逆向周期轨道,该轨道周期为4.26a,在一个周期内姿态角只变化1次。     

采用混合遗传算法设计最短时间4冲量转移轨道

转移轨道的设计与优化是航天器完成空间任务的基础性工作,研究最短时间转移轨道的设计方法对执行空间快速响应的航天任务具有重要意义.本文通过分析4冲量轨道转移的物理过程,将轨道优化问题转化为参数优化问题,从而建立了多冲量轨道转移的数学模型:而后采用混合遗传算设计最优轨道,设计了串联型和嵌入型两种不同的混合结构,并选择一种具有自适应性的退火惩罚函数策略来处理约束条件;最后通过数值仿真验证了算法的有效性.仿真结果表明,本文设计的两种混合遗传算法能够很好地处理多冲量变轨的优化问题,特别在处理多约束条件时十分灵活、有效.     

基于伴飞模式的异面星座补给轨道优化

伴飞模式的卫星燃料补给设想突破了传统的基于交会对接技术的单一燃料补给模式,给未来空间在轨燃料补给提供了新的思路.为了解决基于伴飞模式的异面星座燃料补给的规划问题,本文首先找出停泊轨道到工作星轨道的能量最优的转移轨道;其次通过对补给星机动过程中所需速度增量的分析,认为可以通过求解TSP问题来获得最优的补给顺序;然后针对伴飞补给过程中燃料消耗函数多参数、单目标的特点,结合理想火箭动力学方程,利用带约束的遗传算法,进一步对补给轨道进行了优化求解;最后,通过具体的数值仿真,验证了此优化的可行性与有效性.     

椭圆参考轨道卫星编队飞行的高阶积分滑模控制

针对椭圆参考轨道卫星编队飞行相对轨道控制问题,提出了一种以积分滑模为基础的高阶滑模相对轨道控制律. 该控制律除具有高阶滑模抑制扰动的优点外,还具有使系统状态在有限时间稳定的特点,且控制精度高并具有全局鲁棒性. 此外,还采用Lyapunov变换和自由变量变换将椭圆参考轨道的相对动力学方程转化为真近点角域中的量纲-形式,这种形式设计起来比较简单. 仿真结果表明所设计的高阶积分滑模控制具有抑制控制律的扰动,燃料消耗少且控制精度高等优点.