伪谱法在飞行器轨迹优化中应用分析

伪谱法作为一种在飞行器轨迹优化领域广泛应用的方法,国内外缺乏对其进行综合研究分析的相关文献。介绍了伪谱法在飞行器轨迹优化领域的发展现状,详细分析了已应用于飞行器轨迹优化的4种伪谱法的特点和应用情况,总结了这4种方法优缺点:Legendre伪谱法研究较早、应用最为广泛,Gauss伪谱法和Radau伪谱法精度较高,而Chebyshev伪谱法理论上精度高但研究刚起步。伪谱法具有全局特性,计算精度高,收敛快,但也存在缺乏收敛解判定准则、难以处理非光滑问题等不足。介绍了伪谱法在处理bang-bang控制问题时所遇到的困难,对伪谱法的改进工作做出总结:改进算法,研究与其他算法相结合的优化方法。总体而言,伪谱法在轨迹优化问题上的应用前景很广。     

火星着陆器进入段轨迹优化与制导研究进展

根据火星着陆器在进入段的飞行状况,分析并总结可能遭遇的困难与挑战;在间接法和直接法两方面概述飞行器轨迹优化方法,阐述当前飞行器轨迹优化研究现状以及火星着陆器进入段轨迹优化的应用情况;以标称轨迹制导法和预测校正制导法两方面分析火星着陆器进入段制导研究现状,并比较两种制导方法的优缺点,最后对火星着陆器未来研究方向做了展望。     

基于序列二次规划算法的再入轨迹优化研究

介绍了序列二次规划算法在飞行器再入轨迹优化问题中的应用.首先引入了能量替代变量对无量纲运动方程进行推导,使得运动方程和优化问题易于处理,考虑严格的过程约束和终端约束,以攻角和倾侧角为控制变量,总加热量最小为性能指标;然后通过直接配点法将最优控制问题转化为非线性规划问题,选取各节点的状态量和控制量作为优化参数;最后应用序列二次规划算法对非线性规划问题进行求解.针对多约束的再入飞行器的轨迹优化时对初值敏感的问题,提出一种参考轨迹快速规划算法,提高了优化速度.仿真结果表明提出的方法能够较快地搜索到最优轨迹,满足所有约束且落点精度高.     

系统可靠性优化方法

介绍了性优化的各种模型：组合优化模型、两类失效模式优化模型、可靠必优化分配模型、多目标优化模型以及可靠性模糊优化模型等。分析了可靠性优化分配模型各种解法的优缺点。研究认为，蒙特卡罗法具有简单和广泛适用性特点，因而推荐使用该法。     

小推力最优轨迹协态估计的高效机器学习方法

针对变比冲小推力轨迹间接优化中的协态变量初值猜测问题,提出了一种基于机器学习的协态变量初值高精度高效估计方法。首先,基于标称最优轨迹延拓,建立了状态量边值高扰动上限情形下的数据集生成方法,并分析了扰动上限对求解效率的影响。然后,构建了基于位置速度、轨道根数和改进春分点轨道根数多形式状态量组合输入的人工神经网络(ANN)映射关系,分析并优化了神经网络结构。将提出的方法应用于深空探测小推力转移场景,仿真结果表明该方法相对于标称轨迹直接扰动的数据集生成方法及单一形式状态量输入的人工神经网络映射方法,均有效地提升了求解收敛率,能够高效高精度地估计协态变量初值,实现轨迹快速优化。     

基于Gauss伪谱法的固体运载火箭上升段轨迹快速优化研究

研究Gauss伪谱法在多级固体运载火箭上升段轨迹快速优化设计中的应用。针对多
级固体运载火箭上升段轨迹优化的特点,研究了求解多阶段最优控制问题的Gauss伪谱法,
引入连接点概念处理间断点,设计了边界控制变量计算方法。为进一步提高轨迹优化速度,
设计了含初值生成器的Gauss伪谱法串行轨迹优化策略,实现了固体运载火箭上升段轨迹快
速优化。仿真结果表明,采用提出的优化方法优化一条上升段轨迹所用时间为2~3分钟,终
端约束和路径约束均得到很好满足,算法求解精度高,对初值依赖性小,设计的边界控制变
量计算方法可行。     

采用利希滕贝格图的高超声速飞行器轨迹优化

针对复杂约束条件下高超声速飞行器再入轨迹优化问题,提出一种混合算法进行求解,以解决现有轨迹优化方法对初值的强依赖性以及易陷入局部最优等问题。将高超声速飞行器再入轨迹优化建模成一个非线性规划问题,并设计双层优化结构进行求解。上层中,提出一种基于利希滕贝格图的自适应分段利希滕贝格算法（Adaptive piecewise Lichtenberg algorithm,APLA）,为高斯伪谱法提供良好的初值。APLA通过引入拉丁超立方体抽样提升算法初始触发点的效能,引入全局至局部搜索分段策略及自适应因子提高算法收敛速度和收敛精度,改善算法易陷入局部最优等情况。下层中,高斯伪谱法在最优解附近具有较好的收敛速度和较高收敛精度,因此使用高斯伪谱法以加快搜索过程,提升解的全局最优性。综上,提出再入轨迹优化混合算法（APLA＿GPM）,实现对高超声速飞行器再入轨迹优化问题快速、准确求解。仿真结果表明,APLA＿GPM在高超声速飞行器再入轨迹优化方面具有更快的收敛速度、更高的精度以及更强的鲁棒性。     

一种新型火星定点着陆轨迹快速优化方法

针对火星定点着陆任务大气进入段的轨迹规划问题,给出了一种基于hp Radau伪谱法的快速优化算法。综合考虑大气进入段的动力学约束、边值约束、以及着陆器的机动能力约束和安全性约束,结合hp Radau伪谱法的配点特性,将轨迹优化问题转换成一个大规模多约束参数优化问题,给出了大气进入段轨迹优化问题的求解框架;为了提高算法的计算效率,给出了参数优化过程中雅克比矩阵的解析表达式;并通过数学仿真对本文算法进行了数值验证,结果表明：     

智能优化算法及其在飞行器优化设计领域的应用综述

在对国内外相关文献进行系统研究的 基础上,阐述了飞行器优化设计领域应用较为广泛的几种智能优化算法的基本原理,分析了 算法的优缺点和改进方法,总结了算法在飞行器轨迹、气动和控制等学科优化设计中的应用 情况。同时,文章对在飞行器优化设计领域应用刚刚起步,但较有发展前景的智能优化算法的 特点和应用情况进行了概述。最后,对智能优化算法在飞行器优化设计领域应用的未来研究 方向进行了分析。
     

基于Legendre伪谱法的固体运载火箭轨迹优化研究

Legendre法则是一种高阶积分近似法则,用较大积分步长得到较高精度。以结点伪谱法处理不连续问题后,可以把一个无限维的动态最优控制问题转化为有限维的静态优化问题,大大降低了问题复杂性。将其应用于轨迹优化,力求使其成为一种求轨迹优化问题的通用算法。以三级固体运载火箭为例,在惯性直角坐标系中建立动力学模型,给出轨迹优化模型。轨迹优化算例结果验证了Legendre伪谱法在弹道时间和精度优化的正确性和有效性。     

全太阳系深空探测轨迹全局优化(英文)

针对太阳系中全部的248997颗行星的探测问题,给出了一种关于探测飞行器的深空探测全局四维轨迹(t,x,y,z)优化方案,即飞行器从地球发射进入太阳系并采用小推力控制,优化方案的性能指标为飞行器与太阳系中全部行星中相遇和交会的星的数量最多并且燃料消耗最少。本方案给出了四维飞行轨迹进行全局优化的一套算法,该算法由搜索算法和四维轨迹优化算法组成。此搜索算法从太阳系的248997颗行星中寻找获得尽可能多的经过近地球3维走廊内的行星;而四维轨迹优化算法由改进的动态规划算法、基于最优控制理论的共轭梯度算法和静态参数优化算法组成,其中静态参数优化算法用于搜索最优发射时间窗口。基于该组合算法,通过长时间的大规模的飞行数字仿真,最终计算出探测器的四维最优飞行轨迹,在一年内路过了太阳系中全部行星中的12颗行星。     

Opportunity options for rendezvous,flyby and sample return mission to different spectral-type asteroids for the 2015–2025

The feasible rendezvous, flyby and sample return mission scenario to different spectral-type asteroids for the 2015–2025 are investigated. The emphasis is put on the potential target selection and the design of preliminary interplanetary transfer trajectory in this paper. First, according to different scientific motivations, some potential targets with different spectral-type and physical property are selected. Then, some optimal rendezvous and sample return opportunities for different spectral-type asteroids are presented by using pork-chop plots method and Sequential Quadratic-Programming (SQP) algorithm. In order to reduce the launch energy and total velocity increments for sample return mission, the Earth swingby strategy is used. In addition, the feasible trajectory profiles of flyby and rendezvous with two different spectral-type asteroids in one mission are discussed. A hybrid optimization method combing the Differential Evolution (DE) algorithm and SQP algorithm is introduced as a trajectory design method for the mission. Finally, some important parameters of transfer trajectory are analyzed, which would have a direct impact on the design of spacecraft subsystem, such as communication, power and thermal control subsystem.     

一种航天器空间机动轨道的改进形状设计方法

针对带推力约束的航天器三维空间机动轨道初始设计问题,提出了一种基于傅立叶级数展开的改进形状设计方法。首先,在柱坐标系下建立了航天器运动模型,并将基于傅立叶级数展开的形状方法推广到三维空间的机动轨道初始设计;然后,基于所得到的空间初始机动轨道,采用直接配点法进行了完整三维空间机动轨道的优化设计。仿真结果表明,提出的方法可以为带有任务约束的航天器三维空间机动轨道的优化设计提供更优的初始参数及其解析解,为空间机动轨道设计提供了新的方法。     

行星际Halo轨道转移的多目标优化设计

研究了星历约束下不同太阳—行星系统Halo轨道间转移的多目标优化设计问题。分析了直接和间接两种转移方式的特点,并引入伪流形技术加快了Halo轨道的逃逸和捕获速度。构建了两种转移机制的多目标优化模型。对于直接转移方式,采用伪流形双向拼接策略实现了转移轨道的构建;对于间接转移方式,通过近拱点庞加莱映射与双曲超速匹配完成了转移轨道的拼接。进一步,采用多项式样条函数对伪流形进行逼近,提高了伪流形的计算效率。两种转移机制的轨道优化设计都可以归结为简单的多变量无约束优化问题,采用非支配快速排序遗传算法NSGA-II求解。对地球—火星Halo轨道间的转移进行了多目标优化设计,校验了本文方法的有效性。     

地球-火星的燃料最省小推力转移轨道的设计与优化

小推力转移轨道的设计与优化一直是深空探测轨道设计方面的难点。针对这些问题，提出了一种基于等高线图的初始发射机会搜索方法，该方法通过绘制探测器一火星距离的等高线图寻找满足任务约束的小推力转移轨道发射机会；同时，本文还给出了一种小推力轨道的直接优化算法，该算法通过将连续的控制变量参数化，把轨道优化问题转化为参数优化问题，然后基于所提搜索方法，采用逐次二次规划方法进行求解。数值计算验证了该发射机会初值猜测方法和优化算法的有效性。     

One optimization problem for trajectories of spacecraft rendezvous mission to a group of asteroids

The optimization problem is considered for the trajectory of a spacecraft mission to a group of asteroids. The ratio of the final spacecraft mass to the flight time is maximized. The spacecraft is controlled by changing the value and direction of the jet engine thrust (small thrust). The motion of the Earth, asteroids, and the spacecraft proceeds in the central Newtonian gravitational field of the Sun. The Earth and asteroids are considered as point objects moving in preset elliptical orbits. The spacecraft departure from the Earth is considered in the context of the method of a point-like sphere of action, and the excess of hyperbolic velocity is limited. It is required sequentially to have a rendezvous with asteroids from four various groups, one from each group; it is necessary to be on the first three asteroids for no less than 90 days. The trajectory is finished by arrival at the last asteroid. Constraints on the time of departure from the Earth, flight duration, and final mass are taken into account in this problem.     

基于序列近似优化算法的固体运载火箭弹道设计

采用打靶法研究固体运载火箭弹道优化设计问题。针对打靶法中智能优化算法效率、优化问题中约束条件提法等方面的不足,引入序列近似优化算法,提出算法中径向基函数高斯核宽度的高效确定方法。数值仿真实验表明,提出的方法可在基本不带来计算量增加的前提下,显著提高代理模型精度,使序列近似优化算法得到改进,提高优化效率。设计固体运载火箭飞行程序。建立弹道优化设计问题数学模型,并将模型中相关等式约束合理转化为不等式约束,降低优化问题求解难度;基于改进后的序列近似优化算法完成某固体运载火箭弹道优化,原始计算模型调用308次之后便搜索到最优解,较传统智能优化算法显著提高了优化效率,优化方案末助推级液体推进剂消耗比原方案减少25.7%。     

探月返回飞行器跳跃式再入轨迹优化

基于节点自适应稀疏配点法,提出一种高精度求解探月返回飞行器跳跃式再入轨迹优化问题的方法。该方法的基本策略是：首先,应用节点自适应稀疏配点法对完整的跳跃式再入轨迹进行优化;然后,根据优化得到的控制变量对再入动力学方程进行数值积分;当积分至跳跃轨迹的最高点时,以积分得到的状态变量值作为新的初始条件,对二次再入轨迹重新优化。仿真结果表明：1)对二次再入轨迹重新优化能够显著提高跳跃式再入轨迹的优化精度,否则轨迹优化精度低,终端误差较大;2)在跳跃轨迹的最高点进行的二次优化是一种准实时优化,在跳跃式再入轨迹的制导领域具有潜在应用价值。