快速仅测角相对导航初始相对轨道确定方法

针对线性化的测量模型和相对运动模型会导致仅测角相对导航星间距离不可观测的问题, 提出一种快速仅测角相对导航初始相对轨道确定(initial relative orbit determination, IROD)方法。首先, 采用相对轨道根数(relative orbit elements, ROE)建立非线性相对运动模型, 该模型可以将星间距离和相对轨道形状进行解耦。然后, 在线性理论获得的共线性解附近系统地改变星间距离大小, 并执行一系列最小二乘拟合, 随后采用二分法或牛顿迭代法快速在全局范围内找到最小拟合残差的最优解。最后, 通过搭建的半物理仿真平台对该方法在4种轨道场景中的性能进行仿真测试, 验证了所提方法的有效性。     

基于强化学习的全电推进卫星变轨优化方法

采用电推力器实现自主轨道转移是全电推进卫星领域的关键技术之一。针对地球同步轨道(geostationary orbit, GEO)全电推进卫星的轨道提升问题, 将广义优势估计(generalized advantage estimator, GAE)和近端策略优化(proximal policy optimization, PPO)方法相结合, 在考虑多种轨道摄动影响以及地球阴影约束的情况下, 提出了基于强化学习的时间最优小推力变轨策略优化方法。针对状态空间过大、奖励稀疏导致训练困难这一关键问题, 提出了动作输出映射和分层奖励等训练加速方法, 有效提升了训练效率, 加快了收敛速度。数值仿真和结果对比表明, 所提方法更加简单、灵活、高效, 与传统的直接法、间接法以及反馈控制法相比，能够保证轨道转移时间的最优性。     

基于二体理论的远程拦截中制导修正

针对临近空间高超声速目标拦截弹交接班区域较高时的作战情景,参考轨道拦截理论,以高抛再入型拦截弹道为基准,将拦截弹运动视作二体运动,设计了远程拦截制导算法。首先,将复杂的运动模型进行简化,再根据受力分析将模型转换为二体轨道模型。然后,利用航迹角迭代法求解了Lambert问题,得到变轨需用速度,在轨道模型中提出通过调整速度至变轨需用速度完成拦截任务。最后,分析了拦截弹机动时推力有限带来的过渡段机动问题,提出采用速度增益制导法解决此问题。仿真结果表明,在高空域气动力微弱条件下,将拦截弹运动模型视作二体轨道模型是可行的,速度增益制导算法不仅能有效解决过渡段机动问题,而且针对预测拦截点变化的情况也具有良好的收敛性,能够完成临近空间的中制导拦截任务。     

单脉冲最省能量拦截轨道迭代算法

最优拦截轨道解算是航天器在轨拦截问题中的重要内容,是天基武器研发中需要解决的核心技术难题之一。由于轨道解算方程和拦截方程是隐式非线性方程,因此很难用解析的方法进行分析和计算。针对非固定拦截点条件下的拦截轨道优化问题,分析讨论了拦截轨道参数和拦截器变轨点特征速度随拦截时间和拦截真近点角的变化规律。在此基础上,研究了由拦截轨道的真近点角反向求解拦截初始参数问题,并设计了能量最省拦截轨道的快速迭代算法。最后通过仿真,验证了算法的可行性和快速性。     

激光清理地球静止轨道碎片的天基平台控制方法

推导了天基高能激光清理作用地球静止轨道(geostationary earth orbit, GEO)碎片的最佳角度解析关系,分析了天基平台接近碎片过程以及相对碎片空间位置和姿态的相互影响,建立了激光清理GEO碎片的天基平台的轨道姿态耦合动力学模型,考虑了终端状态、安全距离、保持连续观测、控制和状态变量幅值等约束条件,以推进燃料消耗最省为性能指标,依据极小值原理推导了耦合控制方案的最优性内部结构标准,基于hp自适应伪谱法对仿真场景进行了寻优求解和分析验证。仿真结果表明,耦合优化控制方案合理可行,对未来天基激光清理GEO碎片的工程实施具有一定参考价值。     

地球静止轨道-低轨道最优异面转移方法

研究了轨道转移飞行器（orbital transfer vehicle, OTV）从地球静止轨道向低轨道的最优异面转移过程,提出了解析法和智能优化算法。在解析法中,完整地推导了最优转移轨道的求解方法,提出了最优转移轨道应满足的条件,并采用牛顿迭代法求解第1次速度脉冲应改变的轨道倾角。以离轨点位置、入轨点位置和转移时间为优化变量,采用遗传算法对最优转移过程进行求解,给出了遗传算法求解该优化问题的设计步骤,并将变轨过程在卫星工具包（satellite tool kit, STK）场景中进行了演示。仿真结果表明两种方法均能满足Lawden一阶最优必要条件。     

地球同步卫星的小推力离轨最优控制

地球同步卫星结束服务时,需要离开地球同步轨道。考虑利用小推力的方式使得地球同步卫星离轨。将小推力的最优控制问题考虑为一个平面轨道转移问题,利用最优控制理论建立两点边值问题求解轨道转移问题,并给出数值计算结果。     

月地应急返回轨道优化设计

针对载人登月任务中的应急返回问题,对基于三脉冲变轨的方案进行优化设计。以圆型限制性三体问题(circular restricted three body problem, CR3BP)模型为基础,采用球坐标形式的月球返回运动模型。考虑环月轨道面、月球最小安全距离、终端近地距等约束,采用MultiStart算法对月地应急返回轨道进行全局优化。通过大量的计算仿真,验证了所提算法的有效性和可行性,并分析了不同轨道参数对性能指标的影响。研究结论对未来载人登月应急返回方案的设计具有重要的参考价值。     

新型公交网络模型与最优线路选择算法

针对公交线路的最优线路选择问题,给出了基于标号公交网络二分图模型,在此模型基础上给出了最小换乘条件下的可行线路的“纺锤-修剪”搜索算法,进而给出在最小换乘条件下的最短路径和换乘站点的数学规划方法.最后给出算例并验证了该方法的有效性．     

空间监视相控阵雷达匹配搜索技术研究

研究空间监视相控阵雷达搜索方法问题。针对常规搜索方法所面临的低轨目标拦截概率和搜索范围间的矛盾,提出基于空间碎片运动特性的匹配搜索方法。基于不同轨道高度空间碎片对搜索数据率要求的差异性,充分利用发射波束的主瓣宽度,将搜索屏看成“慢搜索远距离”和“快搜索近距离”的两个等效搜索屏,分别用于探测高、低轨道目标。在此基础上,通过优化轨道高度划分和波束编排,实现不同轨道高度目标的匹配数据率搜索。最后,利用实际空间碎片轨道根数和雷达散射横截面积数据,仿真比较了匹配搜索方法与常规搜索方法的探测效能,结果表明,匹配搜索方法对于低轨空间碎片的探测效能远高于常规搜索方法,对空间监视相控阵雷达搜索策略和资源管理方法的研究具有重要意义。     

摄动情况下有限推力轨道转移与交会联合优化

远程轨道转移与近程交会是空间交会任务的两个重要阶段,前后衔接,但研究模型不同,任务约束要求差异很大,经常只能分别优化设计。研究摄动情况下的有限推力轨道转移与交会联合优化设计问题,建立了精确的有限推力轨道转移和空间交会模型,推力幅值恒定,优化性能指标均为时间最短。采用Gauss伪谱法将两个最优控制问题分别转化为非线性规划(nonlinear programming,NLP)问题,再建立其联系,构建成一个NLP问题,获得整体优化。最后,通过一个仿真算例,验证了有限推力异面轨道转移与空间交会联合优化,求解过程和结果表明,该方法对初值敏感度小、鲁棒性强、收敛快,满足各类约束条件,能为相关的多阶段整体优化问题求解提供参考。     

PCMA信号幅度的联合估计算法

针对成对载波多址(paired carrier multiple access, PCMA)信号的幅度估计问题,提出了一种联合累积量代价函数与高次方法的估计算法。算法通过求解累积量代价函数的最小值,得到两路信号分量的幅度比,然后利用高次方法估计强信号的幅度值,最后利用强信号的幅度值与两路信号分量幅度比计算弱信号幅度值。重点研究了频差、过采样倍数对算法估计性能的影响。仿真实验表明,该算法复杂度低,抗噪性能强,相比现有算法,本文算法性能受两路信号分量幅度比影响不大,对于对称型、非对称型PCMA信号的幅度估计均可适用。     

椭圆轨道上目标监测绕飞轨道构型设计与构型保持

重点研究了对椭圆轨道上非合作目标进行长期绕飞监测的相对运动轨道构型设计与构型保持问题。利用轨道要素法建立了适用于目标轨道为椭圆轨道的相对运动模型,推导了以目标为中心的周期性绕飞运动的必要条件,考虑绕飞安全距离约束给出了满足目标监测要求的绕飞轨道设计方法,针对J₂摄动和大气阻力摄动作用对绕飞轨道构型的影响,提出了绕飞轨道构型保持脉冲控制策略,建立了燃料最省构型保持非线性规划模型。仿真结果表明, 所提出的构型设计方法简单有效,适用于对椭圆轨道上目标的绕飞相对运动分析,基于非线性规划方法的构型保持最优控制方法能够有效实现燃料最省绕飞轨道构型保持的高精度控制。     

小偏心率空间碎片天基短弧定轨方法和实验

低轨空间碎片数量巨大, 对航天器在轨安全运行造成严重影响。天基光学是空间碎片观测的重要发展方向。低轨天基光学观测平台观测低地球轨道空间厘米级碎片的观测弧段相对较短, 由单个观测弧段难以确定目标的初始轨道, 初始轨道的误差也不容易评估。本文基于可行域方法, 建立了初始轨道确定和误差估计算法。针对天基短弧光学观测数据的初始轨道不易确定的问题, 本文提出了圆轨道辅助可行域方法。通过与商业遥感卫星合作, 利用遥感视频星开展了低轨空间碎片观测实验, 并利用天基实测数据对所提出的计算方法进行了验证, 为后续利用初始轨道进行弧段间关联奠定了基础。     

受约束在轨服务航天器近距离交会制导算法

提出了在轨服务航天器对于处于圆轨道目标航天器进行近距离逼近和分离算法。算法以C-W方程解析解为基础,是航天飞机与其它航天器交会接近阶段滑翔制导算法的改进形式。采用距离和速率成幂函数或分段线性函数关系,使算法能够实现任意指定转移时间的位置转移。为减少脉冲总数,又在考虑安全速度、制导精度等约束条件下获得了脉冲间最大滑翔时间。算法在逼近或接近目标时采用减速机制,在分离时采用加速机制,使航天器能够有效自主地完成空间中任意时间和方向的位置转移。仿真结果验证了算法是正确、可行的。     

弹道导弹的雷达测轨算法

研究了弹道导弹的雷达轨道估计问题。为了解决雷达探测距离远、角度误差大、椭圆轨道计算量大和目标运动轨迹摄动大等恶劣条件下的测轨预报,并且能充分利用雷达测量误差分布的方向性以提高算法的精度和自适应能力,本文提出了机动检测多模型的目标状态估计器的预处理—给定两个时刻目标位置的轨道参数初算—多目标位置状态参数下的最小方差估计的目标轨道最优估计方法。通过对某型号防空导弹的制导控制系统仿真,可以看出该雷达目标测轨算法使其控制系统有很好的中末制导交接条件。     

基于稳健补偿的卫星数据电波折射误差修正方法

折射误差是观测数据包含的主要误差源之一,也是影响卫星跟踪与控制以及轨道确定精度的主要因素。由于实时观测数据采样格式的不同,同一个采样时间内本应互相匹配的测量元素,因为丢失、干扰等而变得不再匹配,从而使得卫星实时跟踪数据包含的折射误差难以准确修正。提出的观测数据双向稳健补偿方法有效地解决了同一采样时间内测量元素的匹配问题,以及折射误差的修正问题,确保了卫星轨道确定的精度。实测数据计算以及定轨结果检验表明,该方法是有效的实用方法。     

基于hp自适应伪谱法的N脉冲轨道优化设计

在实效性要求高的空间操控任务中,脉冲轨道的优化设计必不可少。针对脉冲轨道转移和交会的优化设计问题,基于hp自适应伪谱法设计一种通用方法,以直接法计算为主,综合使用间接法主矢量理论交互式规划出最优N脉冲轨道的机动方案。该方法以hp自适应伪谱法直接求解首末端双脉冲机动,依据间接法最优脉冲机动满足的主矢量必要条件进行检验,通过增加脉冲或者首末端漂移进行交互式规划,逐步确定出最优脉冲数目N的值,再采用hp自适应伪谱法求解出各脉冲速度增量的矢量与施加时刻,获得脉冲轨道的优化设计。提供2个仿真场景算例,求解过程和结果表明,该方法对初值敏感度小、鲁棒性强、收敛快、实用有效,可以便捷处理脉冲轨道的优化设计问题。     

基于改进多圆锥截线的月地返回轨道快速设计方法

针对返回近地空间站的月地转移轨道优化问题,提出一种基于改进多圆锥截线的高精度轨道设计方法。该类问题与再入大气月地轨道设计不同,需要考虑空间站轨道面约束。首先分析飞行任务过程,基于逆步长积分策略建立优化模型;然后根据地月位置关系,提出近月点窗口和轨道设计参数的初值估计方法;最后对多圆锥截线法进行改进,并与高精度轨道模型相结合,精确快速求解月地转移轨道。仿真算例验证提出的轨道优化策略具有较好的收敛特性和计算效率,并揭示了返回窗口、近月点出发域和速度增量的变化特性和规律。     

基于小波变换的轨道摄动时间序列建模及仿真

卫星摄动分析是卫星定轨的关键。卫星摄动变化规律复杂,直接影响定轨精度和计算效率。在摄动力分类和轨道摄动偏差统计分析的基础上,给出了一种基于小波变换的卫星轨道摄动时间序列分析建模方法。研究了基于小波变换的卫星轨道摄动偏差特征提取方法,能够对轨道摄动偏差做出很好的预测和噪声平滑;采用时间序列分析方法,构造了摄动偏差残差的统计模型;建立了基于卫星轨道摄动偏差残差AR（2）平稳时间序列表示的稀疏参数化卫星摄动的精确模型,达到对卫星轨道进行有效预测的目的。