一种地月转移轨道中途修正的制导算法

针对地月转移轨道中途修正问题，提出了一种求解修正速度增量的制导算法。该算法由初值设计和精确解求解两部分组成。首先，利用伪状态理论，通过简单迭代设计中途修正的初值，并通过Vinti预报方法修正了地球扁率的影响。然后，在求解精确解时，提出了一种基于伪状态理论的状态转移矩阵解析算法。该算法通过设计高精度的初值，降低了求解地月转移轨道中途修正问题的难度，而且避免了传统数值方法计算状态转移矩阵的复杂性。数值仿真结果表明，该算法可有效求解中途修正问题。     

基于UKF参数估计的地月自由返回轨道设计

为快速简便地设计地月自由返回轨道,提出了一种基于UKF参数估计算法的地月自由返回轨道设计方法。该算法不仅避免了传统数值方法推导相关梯度矩阵的复杂性,而且只需基于地月系统二体模型给出猜测初值,从而显著降低了自由返回轨道设计的难度,将地月自由返回轨道对应的两点边值问题的求解转化为参数估计问题,该算法可以得到高精度模型下收敛的精确解。数值仿真结果表明:该算法结构简洁,求解效率较高,所得结果精确且具有良好的鲁棒性,可以作为地月自由返回轨道设计的一个有力工具。     

月地转移轨道快速设计方法

月地转移轨道设计一般分为初步轨道设计和精确轨道设计.其中,初步轨道设计的准确性是确保后续精确轨道设计收敛的关键.提出了一种基于Lambert算法的月地转移轨道快速设计方法.以出月球影响球的时刻、位置和速度为中间变量,将轨道分为地心段和月心段分别进行计算.将探测器飞出月球影响球至指定再入点的地心段轨道简化为一个Lambert问题进行求解,提出了通过牛顿迭代法求解月地转移轨道Lambert问题的方法,避免了Lambert问题求解时大量的超几何函数和级数计算,提高了计算效率.在月心段轨道的快速计算中,提出了根据探测器出影响球速度矢量、月球停泊轨道倾角和近月点高度计算月心双曲线轨道根数的新方法.通过迭代计算,使得两段轨道在月球影响球处的位置和速度连续,从而获得一条完整的满足两端约束的双二体月地转移轨道.该方法计算速度快,精度相对较高.计算结果可以作为后续精确轨道设计的初值.      

包含引力辅助变轨的三体Lambert问题求解算法

对包含引力辅助变轨的三体Lambert问题提出了一种数值求解算法,分为转移轨道初始设计和终值搜索两部分.采用伪状态理论,通过简单迭代求解高精度的转移轨道初始设计结果,在此基础之上,通过数值积分在更复杂的摄动环境中,计算精确的转移轨道和一二阶状态转移矩阵,并利用二阶微分修正算法搜索最终解.经过数值算例检验,这种方法具有较高的效率和鲁棒性,可以有效解决三体系统中引力辅助转移轨道的高敏感性问题.     

包含引力辅助变轨的三体Lambert问题求解算法

对包含引力辅助变轨的三体Lambert问题提出了一种数值求解算法,分为转移轨道初始设计和终值搜索两部分.采用伪状态理论,通过简单迭代求解高精度的转移轨道初始设计结果,在此基础之上,通过数值积分在更复杂的摄动环境中,计算精确的转移轨道和一二阶状态转移矩阵,并利用二阶微分修正算法搜索最终解.经过数值算例检验,这种方法具有较高的效率和鲁棒性,可以有效解决三体系统中引力辅助转移轨道的高敏感性问题.     

基于逆多项式轨迹成形法的小推力轨道设计

轨迹成形法是一种基于反向设计思想的轨道设计方法,它假设待研究的轨道呈现某一形状,利用数学曲线进行逼近从而得到设计结果.逆多项式轨迹成形法为小推力地球转移轨道设计和数值求解最优轨迹过程中初值的选取提供了新的研究思路.首先结合轨道动力学方程和逆多项式曲线模型给出了轨迹成形法的设计过程,并在考虑时间约束的情况下对小推力转移轨道进行设计.仿真结果表明逆多项式轨迹成形法适宜于小推力转移轨道设计,并且其设计结果是一组近优解,可以作为求取精确最优轨迹的初值猜测.     

UKF参数估计在三体Lambert问题中的应用

为了快速精确地求解三体Lambert问题,提出了一种新的基于无损卡尔曼滤波(UKF)参数估计的数值求解算法,该算法由初值猜测和精确解求解两部分组成.首先,基于地月系统二体模型,通过简单迭代求解三体Lambert问题的初值.然后,将三体Lambert问题对应的两点边值问题转化为参数估计问题,通过UKF滤波算法求解,可得到收敛的精确解.该算法是基于概率估计理论的,不仅避免了传统数值方法推导相关梯度矩阵的复杂性,而且降低了三体Lambert问题对初值精确度的要求,从而显著降低了三体Lambert问题求解的难度.数值仿真表明,该方法求解效率较高,具有良好的鲁棒性,与微分修正算法、二阶微分修正算法对比具有更大的收敛域.      

载人月球极地探测定点返回轨道设计

针对载人月球极地探测任务，对定点返回轨道优化设计问题进行了研究。根据月球极地轨道的特性，介绍了三种返回轨道机动方案。结合三脉冲变轨方案，采用了从初步计算到精确计算的串行求解策略，对定点返回轨道进行优化设计。初步计算阶段，建立了基于近月点伪参数的三段二体拼接模型，将三脉冲机动段与月球逃逸段解耦，求解轨道初值；精确计算阶段，提出了两段拼接方法，分别进行逆向和正向高精度数值积分。经过仿真测试，验证了该策略求解的有效性和准确性。最后，通过大量的仿真计算，分析了定点返回轨道的特性。研究结论对未来载人月球极地探测定点返回轨道方案的设计具有重要的参考价值。     

全星历模型下拟Halo轨道设计

本文给出了全星历模型下适用于地月系统和日地系统的拟Halo轨道的设计方法。设计过程以限制三体模型下Halo轨道作为初值并以多点并行打靶法求解全星历模型下拟Halo轨道。采用多点并行打靶法中给出了一类新的可行约束条件,在数值仿真算例中,地月和日地系统L2点附近4圈目标拟Halo轨道均在分钟量级时间内收敛,表明了算法的有效性。     

精确动力学模型下的火星探测轨道设计

首先在二体意义下采用粒子群优化算法（PSO）求解Lambert问题,确定发射窗口和二体地火转移轨道。使用圆锥曲线拼接法设计地心停泊轨道、逃逸轨道,并作为轨道精确设计的初值,以建立在火星的B平面参数和地火转移时间为约束,在精确动力学模型下进行微分迭代修正,最终得到满足约束的精确轨道。将设计轨道在STK软件中仿真,结果吻合。     

太阳帆航天器行星际轨道转移优化算法

研究基于遗传算法的太阳帆行星际转移轨道的全局优化问题.通过极小值原理推导了太阳帆全局优化控制律,并以太阳帆飞行时间最短为优化目标函数,运用遗传算法对发射时间、到达时间和协态变量初值进行参数优化设计.为了解决轨道转移这一多约束优化问题,在遗传算法中加入动态罚函数.在此理论基础上作了从地球同步轨道出发到火星同步轨道转移和从地球出发与火星交会两个算例,仿真结果表明了该方法在太阳帆转移轨道全局优化中的有效性.     

小推力转移燃料消耗估计的机器学习方法

深空探测任务设计初段往往需要求解复杂的全局优化问题。小推力轨迹的设计与优化问题精确求解较为复杂,求解速度较慢。由于计算能力与时间要求,不可能在全局优化的过程中对每一个方案都进行精确的小推力数值求解,所以在全局优化阶段需要对小推力转移进行快速准确地估计。采用机器学习的方法,对燃料最优小推力转移的燃料消耗进行了估计,其结果明显优于目前最为常用的Lambert估计方法。根据轨道描述方法的不同以及是否带有Lambert估计特征,采用不同的特征组合进行机器学习,分析结果发现带有Lambert估计特征的春分点轨道根数的特征组合为较好的机器学习特征组合。可为未来深空探测任务轨道设计提供参考。     

地球同步轨道卫星混合推进转移轨道特性分析

以地球同步轨道卫星转移轨道设计为背景，针对全化学推进燃料消耗大和全电推进转移时间长的问题，开展了化学 电混合推进转移轨道优化设计与特性分析。首先，讨论了轨道倾角和近地点幅角变化对混合推进转移轨道的影响。研究表明，在混合推进优化设计中需要将轨道倾角作为优化变量之一。然后，以近地点半径、远地点半径、轨道倾角为优化变量生成搜索网格，得到过渡轨道集。针对每条过渡轨道，构建化学推进转移段和电推进转移段。其中化学推进段采用单圈兰伯特转移解算，电推进段采用混合法优化。最后，以燃料消耗和转移时间为指标，在搜索域内开展解算分析，研究了混合推进轨道在整个搜索域内的变化趋势。该方法可以提供具有不同燃料消耗和转移时间的混合推进转移解集，拓宽了解空间，可供轨道设计人员根据任务约束灵活选用。     

基于Lyapunov最优反馈控制的月球中继卫星转移轨道设计

摘要： 随着电推进器及小推力转移变轨的研究逐渐深入,在深空探测领域应用电推力器是必然的发展趋势.文章基于以月球中继卫星的运行轨道地月L2点Halo轨道为目标轨道的轨道转移任务,采用Lyapunov最优反馈控制方法,计算单一轨道根数的局部最优控制率,通过遗传算法调整五个轨道根数的权重,得到时间最优的月球中继卫星小推力轨道转移方案,具有工程应用意义.     

多冲量近圆轨道交会的快速打靶法

交会对接是空间站工程中一项非常重要的技术.对于给定的交会对接任务,设计可行的变轨策略,找出简单的计算变轨参数的算法是十分必要的.将高斯变分方程在参考轨道附近线性化得到一组线性化的轨道根数偏差方程,将该偏差方程的解作为二体模型解的初值进行轨道根数打靶,然后将所得到的二体模型的解作为摄动模型解的初始进行打靶.结果表明该迭代算法能很快收敛到摄动模型下的交会对接解.