空间交会调相综合变轨优化

基于近圆轨道偏差线性方程研究了摄动交会调相综合变轨问题,建立了综合变轨两层非线性优化模型:上层问题以变轨点纬度幅角为优化变量,下层问题以脉冲向量为优化变量.为了快速获得上层问题全局优化性较好的摄动解,采用了并行模拟退火算法与序列二次规划算法相结合的混合策略;下层问题使用基于可行域最速下降的线性迭代方法求解.采用一个两天近地轨道调相问题测试了本文的综合变轨求解策略,并将综合变轨与特殊点变轨、综合变轨混合优化与遗传算法优化进行了比较.结果表明,建立的两层优化模型是有效的,本文的求解策略有着良好的全局收敛性和较高的收敛效率,综合变轨相对于特殊点变轨可以显著地节省燃料.     

基于混合遗传算法的多冲量最优变轨

针对航天器多冲量最优变轨问题,建立了多冲量最优变轨的数值优化模型,给出了一种遗传算法(GA)与序列二次规划算法(SQP)结合的混合优化算法.该算法不需初值猜测,全局和局部搜索能力强并且计算效率高.仿真计算了燃料最优交会和时间最短拦截问题,比较了GA,SQP以及混合遗传算法的性能.针对混合遗传算法得到的不同冲量次数变轨的优化结果,分析了冲量次数对变轨性能指标的影响.结果表明混合遗传算法综合性能最高,冲量次数对不同性能指标的影响不同.仿真算例验证了模型和算法的有效性.     

一种小推力航天器变轨优化方法

针对连续小推力航天器在轨道转移及制导控制过程中,传统方法需优化大量参数,且无法保证得到近优解的问题,提出一种新的轨道转移和规划算法。该算法将电推进式小推力卫星模型的变轨过程转化为最优控制中两点边值问题,引入混合遗传算法,实现了小推力航天器由低轨向高轨的飞行轨道规划及优化,并在开源的科学工程计算软件SCILAB6.0.1上进行实验,将各算法封装成算法模块。实验结果表明,所提方法对小推力航天器变轨飞行轨道的规划具有良好的优化效果。     

一种超参数自适应航天器交会变轨策略优化方法

利用强化学习技术,本文提出了一种超参数自适应的燃料最优地球同步轨道（GEO）航天器交会变轨策略优化方法。首先,建立了GEO航天器交会Lambert变轨模型。以变轨时刻为决策变量、燃料消耗为适应度函数,使用改进式综合学习粒子群算法（ICLPSO）作为变轨策略优化的基础方法。其次,考虑到求解的最优性和快速性,重新设计了以粒子群算法（PSO）优化结果为参考基线的奖励函数。使用一族典型GEO航天器交会工况训练深度确定性策略梯度神经网络（DDPG）。将DDPG与ICLPSO组合为强化学习粒子群算法（RLPSO）,从而实现算法超参数根据实时迭代收敛情况的自适应动态调整。最后,仿真结果表明与PSO、综合学习粒子群算法（CLPSO）相比,RLPSO在较少迭代后即可给出适应度较高的规划结果,减轻了迭代过程中的计算资源消耗。     

UKF参数估计在航天器气动辅助变轨问题中的应用

为快速精确地求解气动辅助变轨问题，提出一种基于无损卡尔曼滤波(UKF)参数估计的数值求解方法。首先，针对气动辅助变轨问题，利用极大值原理将其转化为对应的两点边值问题;然后，以协态变量的初值作为估计参数，以末端条件为期望观测值，将该两点边值问题转化为参数估计问题，并应用UKF滤波算法求解。该算法基于估计理论，避免了计算传统数值方法所需要的梯度矩阵，同时克服了猜测协态变量初值的困难，降低了求解气动辅助变轨问题的难度。数值仿真表明，该算法结构简单，求解效率高，具有良好的鲁棒性。     

基于序优化理论的同步轨道入轨优化

基于序优化理论的多目标遗传(GA)算法,对小推力同步轨道卫星入轨控制方案设计与优化进行了研究.针对直接法中优化参数搜索范围大的缺点,提出了一种基于序优化理论的参数选定算法.给出了远地点变轨轨道控制优化方案,并利用序优化理论确定优化参数初始区间与约束关系.仿真结果表明:采用序优化算法可明显加快收敛速度,提高计算效率.对相同的GA参数设置,用序优化算法有可能得到比原来性能更好的子代,获得更理想的目标函数值.     

一种天基反卫星武器远程变轨方法研究

从Lambert变轨问题的Gauss描述出发,利用过渡时间和普适变量之间的函数关系提出了一种适用于天基反卫星武器远程导引的求解算法,并且该算法能够对能量和过渡时间进行优化,满足武器系统的应用要求。利用该算法进一步考虑初始时刻反卫星武器与目标卫星的位置关系和变轨消耗能量之间的关系,同时给出了发射窗口的求解算法。     

航天器异面气动力辅助变轨大气飞行段的最优轨迹

本文研究航天器利用气动力辅助变轨实现由远地轨道向近地轨道异面转移问题，就航天器利用大气飞行实现减速及轨道平面机动提出了一种考虑过程约束存在时的优化设计方法。通过方案设计将函数优化问题转换成参数优化问题，并利用美国航天飞机数据进行了模拟计算，得到满意结果。     

面向GEO目标的快速在线在轨服务任务规划

针对地球同步轨道多对多在轨服务任务规划问题,提出了一种基于拍卖算法和先验知识的改进启发式拍卖算法(IHAA)。首先,建立了基于Lambert变轨的任务规划问题表征,设计了给定变轨时长约束下的快速燃料最优估计策略。其次,针对考虑J 2摄动影响的航天器在轨服务规划问题,提出了一种基于拍卖算法的快速求解流程。其中,为确定每一轮拍卖算法任务列表,提出了基于变轨先验知识的目标优先级排序启发式策略,实现了快速的服务时序确定方法;此外,为减少因部分航天器服务能力低导致的分配失败情况,设计了一种基于失败任务再分配的重拍机制。最后,将所提算法与遗传算法、模拟退火算法进行了对比,结果表明IHAA可以快速给出相对适应度较高的规划结果,可用于突发事件星上在线自主规划,亦可提供优化算法初值以提升规划效率。     

基于气动辅助变轨的变气动外形飞行器概念研究--最优控制律问题

从一个天地往返飞行器的上升轨道和再入返回轨道的优化，以及适用不同飞行任务的变轨要求的气动外形问题，提出一项基于气动力辅助变轨的变气动外形飞行器的新概念研究。对于一个固定气动外形飞行器要同时满足上升轨道有效载荷最大和再入轨道热流峰值、过载峰值及机动性能约束下的成本最低往往是困难的。若同时满足不同飞行任务：飞往太空站的运输任务，空间拦截和交会机动巡航任务及星际探测任务，则更为困难，实际上是不可能的。文章研究基于气动力辅助变轨，在热流约束下，气动外形参数变化对最优控制的影响。其结论为：热流约束下的最优控制解，包括考虑推力协同变轨，除了在非约束弧的滚转角不直接受气动外形影响外，其余的控制律，升力系数和滚转角都是气动外形参数和攻角的函数。因而变气动外形可作为一项新技术，即通过气动外形参数变化和相应的变轨策略而获得性能和成本都最佳的用途很广的一种新型飞行器。     

航天器相对运动水滴型悬停轨道研究

对航天器相对运动的C-W方程进行了分析,提出了航天器相对运动轨道设计中的一种水滴型悬停轨道,能够实现航天器相对空间目标在一定范围内进行悬停,并且只需使用脉冲速度增量控制即可实现长时间的悬停。文章对悬停轨道的悬停周期与目标航天器轨道参数和悬停位置的关系,以及悬停控制所需的速度增量ΔV进行了分析,给出了进行悬停轨道选择及设计的工程方法,并对C-W方程的状态转移矩阵进行了推导,得到了由常规的后方伴飞轨道使用脉冲速度控制方案进入目标星正下方的悬停位置的初始速度增量、转移时间及末端速度增量。根据分析结果,水滴型悬停轨道有利于工程实现,其设计方法可以应用于航天器在轨服务、侦察、巡视等任务的轨道设计。     

形成三星星座的小推力变轨的时间最短控制

在研究和发展星座技术中，星座的发射是一项关键技术。本文针对形成三星星座，利用最优控制中的极小值原理，解算了用恒值、连接工作、牛顿级小推力变轨的时间最短控制问题。文中建立了最优小推力变轨的数学模型，求得了最优变轨的解析解，并通过牛顿下山法求解了三星星座变轨的小推力工作最优时间、最优方向和最优变轨轨迹。最后对星座变轨小推力最优控制工程实现的途径进行了探讨。为工程应用和研究提供参考。     

轨道机动的时间-能量综合最优控制

围绕航天器快速精确轨道机动问题,探讨在持续小推力作用下,航天器轨道机动中时 间和能量综合最优控制的技术和方法。基于Pontryagin最小(大)值原理,针对目标轨道为平 面和空间椭圆的情况,推导了时间-能量综合最优控制的Hamilton正则方程组、终端条件 、横截条件和最优控制的表达式,应用数值方法求解正则微分方程组的两点边值问题,得到 了最优控制的数值解,包括最小时间、最小能量、最优轨道、最优控制时变曲线和最优反馈 控制曲线等,实现轨道机动最优控制的精确数值模拟。从数值结果的对比分析中得出了一些 有意义的结论,可供工程实际参考。
     

载人月球极地探测地月转移轨道设计

针对载人月球极地探测任务,采用一种自由返回轨道与三脉冲机动轨道相结合的地月转移轨道方案。关于自由返回轨道部分的设计,建立了基于近月点伪参数的两段拼接模型,采用一种考虑地球扁率修正的改进多圆锥截线法进行求解,仿真结果显示改进的多圆锥截线法具有更高的求解精度,可为精确设计提供更好的初值;关于三脉冲机动轨道部分的设计,基于混合轨道模型,采用特殊点变轨和Lambert算法相结合的方法进行计算,仿真结果显示该方法能够有效地降低速度增量的消耗。最后,通过大量的仿真计算,对轨道的速度增量特性进行了分析。研究结论可为未来载人月球极地探测地月转移轨道方案的设计提供重要参考。     

长征三号甲系列运载火箭高适应性发展——从总体与导航制导控制的视角

从总体与导航制导控制的视角,对长征三号甲系列运载火箭发展与成就进行了分析和小结。长征三号甲系列运载火箭,在长征三号运载火箭解决我国发射高轨道卫星有无问题的基础上,历经基本能力、适应能力、高适应能力的发展,具备了高轨道大型卫星运载能力,突破了从单一轨道面到三维空间各种轨道发射、从高轨卫星转移轨道到工作轨道发射、从地球轨道到地月轨道发射以及从航天技术试验到高可靠工程应用发射等关键技术,使我国运载火箭整体能力取得了地球全轨道发射、星际轨道发射等跨越发展。航天重大工程和国际商业发射表明,该系列运载火箭已进入世界高轨道航天器发射的运载火箭前列,并奠定了进一步开拓发展的基础。     

地-月低能耗转移轨道中途修正问题研究

采用地-月低能耗转移轨道的探测器从地球停泊轨道转移到极月轨道一般需要3~4个月时间,这类转移轨道对入轨精度有较高的要求。本文对地月转移轨道中途修正问题进行了研究。文中结合地-月低能耗转移轨道的特点,给出一种分段式多目标多次中途修正方案。利用显式制导结合牛顿迭代,分别以地球和月球作为中心天体求解兰伯特问题,在假设探测器各种轨道误差的基础上进行了蒙特卡罗仿真。采用该方法一般需要3~5次中途修正能够满足月球探测器环月轨道入轨精度要求,整个转移过程燃料消耗小于传统地月转移轨道。文中给出的仿真结果验证了该方案的可行性。     

基于转移时间约束的异面圆锥曲线变轨算法

在圆锥曲线转移轨道Lagrange方程的基础上,分析了双曲线和多圈飞行椭圆轨道的转移时间与半长轴的几何关系,以及椭圆转移问题的虚焦点位置对长程、短程轨道的约束.给出了一种与初始速度方向相关的转移角定义,以及一种基于Lagrange方程的圆锥曲线变轨计算方法,随后提出了一种以半长轴为迭代变量的变轨算法.通过异面椭圆和双曲线转移两个实例,验证了该算法与Vaughan算法具有相同结果,并具有明确的几何意义.     

考虑高耗时约束的全电推进卫星多学科优化

为提高卫星系统整体性能与优化设计效率，本文采用多学科设计优化（MDO）方法进行全电推进卫星总体参数优化。主要考虑轨道转移、位置保持、空间环境、供配电、结构及质量六个学科，以整星质量最小为优化目标，考虑轨道转移时间等约束条件，建立了全电推进卫星MDO模型。提出一种基于增广拉格朗日乘子法的高效全局优化方法（ALM-EGO）以快速求解卫星MDO问题。标准数值算例对比研究表明，对于处理高耗时约束优化问题，ALM-EGO方法在全局收敛性与优化效率方面具有一定的优势。最后，采用ALM-EGO求解全电推进卫星MDO问题，优化后的全电推进卫星设计方案满足各类工程设计约束，实现整星减重161.09 kg，从而验证了本文所建立模型的合理性和ALM-EGO方法的有效性。     

Low-energy Earth–Moon transfers involving manifolds through isomorphic mapping

Analysis and design of low-energy transfers to the Moon has been a subject of great interest for decades. Exterior and interior transfers, based on the transit through the regions where the collinear libration points are located, have been studied for a long time and some space missions have already taken advantage of the results of these studies. This paper is concerned with a geometrical approach for low-energy Earth-to-Moon mission analysis, based on isomorphic mapping. The isomorphic mapping of trajectories allows a visual, intuitive representation of periodic orbits and of the related invariant manifolds, which correspond to tubes that emanate from the curve associated with the periodic orbit. Two types of Earth-to-Moon missions are considered. The first mission is composed of the following arcs: (i) transfer trajectory from a circular low Earth orbit to the stable invariant manifold associated with the Lyapunov orbit at L₁ (corresponding to a specified energy level) and (ii) transfer trajectory along the unstable manifold associated with the Lyapunov orbit at L₁, with final injection in a periodic orbit around the Moon. The second mission is composed of the following arcs: (i) transfer trajectory from a circular low Earth orbit to the stable invariant manifold associated with the Lyapunov orbit at L₁ (corresponding to a specified energy level) and (ii) transfer trajectory along the unstable manifold associated with the Lyapunov orbit at L₁, with final injection in a capture (non-periodic) orbit around the Moon. In both cases three velocity impulses are needed to perform the transfer: the first at an unknown initial point along the low Earth orbit, the second at injection on the stable manifold, the third at injection in the final (periodic or capture) orbit. The final goal is in finding the optimization parameters, which are represented by the locations, directions, and magnitudes of the velocity impulses such that the overall delta-v of the transfer is minimized. This work proves how isomorphic mapping (in two distinct forms) can be profitably employed to optimize such transfers, by determining in a geometrical fashion the desired optimization parameters that minimize the delta-v budget required to perform the transfer.     

基于普适变量法的火星探测器轨道初步设计及仿真

对基于普适变量的火星探测器轨道初步设计进行了研究。设计了地火转移轨道段、地球逃逸轨道段,以及基于B平面法的中途修正方法。绘制了2013年火星探测发射和到达能量等高图,将得到地火转移轨道的初始参数输入STK软件获得了空间真实摄动环境中的火星探测轨道。