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。     

利用姿态机动的绳系卫星编队系统轨道协同控制

为克服绳系卫星编队系统在轨道机动过程中的系绳摆动现象，提出一种通过调整领航星推力方向进而实现编队系统轨道跟踪的控制算法。由于推力方向角与状态量互相耦合且少于系统自由度个数，轨道协同控制属于典型的非仿射欠驱动控制问题。针对此问题，首先采用升阶法将角速度作为虚拟控制输入；然后为各子系统设计子滑模面后加权得到高层滑模面和等效控制输入律，并设计观测器估计系统非线性项；其次基于模型预测控制算法优化得到最高层滑模面的趋近控制律；最后采用MATLAB/Simulink验证了所提控制算法的有效性。     

航天器共振轨道研究

建立航天器非开普勒运动理论是航天技术发展的必然。提出了一类非开普勒轨道——共振轨 道。共振是自然界的一种普遍现象,当发生共振时,很小的输入可以使系统的状态产生较大 变化。研究表明航天器在推力作用下的非开普勒运动在参数平面内可以视为一种受迫振 动,也会发生共振现象。因此,可以利用共振原理来研究航天器的运动,称这样一类非开普 勒轨道为共振轨道。首先通过合理地选择轨道描述参数、时间尺度和推力描述方式建立 航天器共振轨道的动力学模型。然后讨论航天器在推力作用下轨道运动的振动规律,并给出 共振轨道的概念及轨道方程。最后提出基于共振轨道的机动轨道设计方法。
     

应用非线性规划求解异面最优轨道转移问题

研究了一种应用非线性规化求解有限推力作用下异面最优轨道转移问题的方法。采用改进春分点根素形式的高斯行星方程，从庞德里亚金极小值原理出发，将有限推力作用下异面最优轨道转移问题转化为两点边值问题；在考虑边界条件、横截条件及开关函数的前提下，将两点边值问题转化为针对协状态初值等的参数优化问题；最后应用非线性规划方法求解形成的参数优化问题。本方法特点是能得到开关函数从而得到最优发动机开关机逻辑。文章最后通过一个仿真计算，演示了完整的求解过程，验证了方法的有效性。     

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。     

轨道机动过程中推力加速度的实时最小方差估计

飞行器轨道机动过程中，为跟踪、定位机动目标和干预机动控制过程，需要统计处理离散的雷达观测量实时估计推进发动机的推力，进而确定飞行器的瞬时轨道参数。本文所述算法是该工程问题的探讨和解决方案。文章建立了轨道机动过程中连续变质量运动模型和离散雷达量测模型，推进发动机的质量秒耗量作为表征推力加速度的一个近似常量，应用扩展卡尔曼滤波对离散的雷达测量数据进行顺序统计处理给出秒耗量的最小方差估计；文章详细地推导了线性化量模型的变分方程和观测矩阵；仿真结果表明该算法能快速、准确地估计推进发动机的质量秒耗量和向机动目标施加的实际推力。     

基于退火遗传算法的小推力轨道优化问题研究

利用退火遗传算法解决小推力轨道优化问题。首先利用传统混合法将轨道优化问题归结为受非线性方程约束的参数优化问题。通过结合退火和随机惩罚函数对约束条件进行处理后，用遗传算法求解这个参数优化问题。最后再采用局部优化算法提高解的精度。这种算法既保持了传统混合法精度高、解轨线光滑的优点，又克服了传统轨道优化方法收敛性差、初始猜测困难、容易陷入局部极小解的缺点。在本文的最后，利用文中提出的轨道优化算法求解“喷-停-喷”型定常推力幅值地球-木星轨道转移问题。算例证明此算法可以有效地求解小推力轨道转移问题，尤其适用于传统轨道优化方法难以求解的复杂轨道优化问题。     

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。     

基于脉冲初值的小推力转移轨道优化研究

针对小推力转移轨道优化过程往往忽略初值多样性的现状,研究了基于不同脉冲初值的小推力转移轨道优化问题。基于直接法的离散思想建立了小推力转移轨道优化模型,提出了基于粒子群和序列二次规划的组合优化算法,以地球1∶1共振近地小行星2016HO3交会任务为例,将3种典型的脉冲轨道作为初值设计了燃料最优小推力转移轨道。仿真结果表明:3种初值轨道优化得到了2个小推力转移发射窗口,两者燃料消耗差距不超过6%。不同的初值对小推力轨道的整体性能指标影响较小,但开关机时刻和推力方向的变化会产生较大差异,从而得到不同的最优控制曲线。     

月球探测器直接软着陆最优轨道设计

研究月球探测器直接软着陆最优轨道的设计问题。首先根据探测器直接软着陆的特点，提出了有限推力最省燃料的最优轨道设计问题；然后利用有限推力月面软着陆的最优推力控制方向的计算公式，研究了边值条件和计算方法；最后通过直接软着陆最优轨道的算例及结果分析，发现开始制动高度越低越省能量；推力方向可变时比不可变时节省能量；推力大小可变相当于采用了多级制动，对安全定点着陆非常有利。     

空间多目标拦截交会平台停泊轨道设计优化

针对空间多目标交会(拦截)平台停泊轨道设计问题,定义有效交会(拦截)区作为衡量平台交会(拦截)目标能力的指标,提出并建立了该类空间平台停泊轨道设计优化和分析模型,采用多岛遗传算法(MGA),以有效交会(拦截)区的最大化作为优化目标,以可交会(拦截)目标的数目和子飞行器轨道转移所需要的脉冲速度增量等为约束条件,对该类平台停泊轨道要素和子飞行器变轨时机进行综合设计优化。将上述模型和算法用于两空间平台设计中,一个是针对低轨2目标的交会平台,另一个是针对中轨3目标的拦截平台,得到合理的结果,表明所提出的设计优化模型以及选择的寻优算法是有效的。     

基于节点改善策略的伪谱轨迹优化

基于Legendre Gauss Lobatto（LGL）伪谱法(PSM)求解最优控制问题的原理,研究了有限推力轨迹快速优化设计以及计算节点和效率改善策略。对远程变轨动力学模型进行了无量纲化处理,并设计了初值生成和串行优化求解策略,用来提高多变量多约束大规模稀疏非线性规划问题的收敛性。结合极小值原理推导了问题的最优性必要条件,基于协态映射原理设计了数值解的最优性验证方法。利用二阶微分方程技术消去部分状态量,建立了节点和计算效率改进模型,并讨论了该策略的相关数值处理技术。仿真结果表明,本文的算法可以快速地提供应用于实际飞行任务的最优解,节点改善策略在保证计算精度的同时,有效降低了计算收敛时间。     

分布式卫星系统在轨操作的多目标分配

针对空间在轨操作目标分配问题,以分布式卫星系统为研究对象,提出了一种基于粒子群算法的在轨操作多目标分配方法。以分布式卫星机动所消耗的总能量最省为目标函数,建立了在轨操作多目标分配的数学模型。基于固定时间拦截理论,以机动时刻和对应的速度增量作表征,设计实现了单颗卫星最优机动方案。通过合理设计粒子位置与目标分配解的对应关系,采用粒子群算法对问题进行了求解,并详细阐述了算法的实现步骤。算例分析结果表明,建立的模型和算法能够快速得到正确的可行解,可有效解决多约束条件下空间在轨操作的多目标分配问题。     

利用TDRSS信息的单向多普勒测轨方法

介绍了利用跟踪中继卫星系统（TDRSS）信息的单向多普勒定轨技术。分析了单向多普勒测轨的基本原理和系统组成，采用扩展卡尔曼滤波（EKF）法，推导用于自主定轨算法的卫星轨道测量状态及观测方程。讨论了影响滤波精度的状态变量和动力学模型精度等多种误差源及其该方法能达到的测轨精度。     

Halo轨道维持的线性周期控制策略

共线型平动点附近的Halo轨道具有指数不稳定性,轨道维持是必不可少的。推导了基于Halo轨道的误差动力学方程,并证明其一阶近似即为线性周期系统。以一次维持的作用时间为离散步长,并通过定常变换,将所得误差动力学化为线性离散定常系统;则仅需通过极点配置,即可实现Halo轨道镇定。研究结果表明,利用Halo轨道周期性设计的线性周期控制策略,可以满足轨道维持任务的需要。     

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。     

基于参数优化的脉冲轨道设计

基于参数优化设计了一种可处理各类脉冲轨道优化的一般方法,并给出了两种确定最优脉冲数的方法。以脉冲矢量与脉冲施加时刻为未知参数,将脉冲轨道优化设计转为非线性参数优化,用合适的非线性规划算法求解。主矢量理论对所得解最优性的验证表明该方法可行。     

一种立方星编队重构多脉冲机动规划方法

针对立方星轨道机动能力约束,提出一种基于相对轨道根数动力学模型的多脉冲机动规划算法。对于相对轨道面内各分量之间的控制耦合问题,基于“先控制相对形状、后修正迹向距离”的策略,提出了满足速度增量约束的多脉冲机动规划算法;分析了近地轨道 J 2 摄动和大气阻力摄动对相对轨道的影响,并基于线性化的状态转移模型提出了迭代优化策略,以降低立方星在摄动影响下的轨道机动误差。仿真结果表明,所提出的多脉冲机动规划算法在不同任务条件下均可获得有效的机动规划,迭代优化策略可有效地提高终点位置的精度,在基于高精度轨道递推搭建的任务仿真中也验证了算法的有效性,可用于立方星编队构建和重构任务。     

地月空间NRHO与DRO在月球探测中的应用研究

针对地月系统三体问题低能往返轨道转移在月球探测中的应用研究，结合天体借力飞行技术与混合优化技术，系统分析了不同目标轨道与借力方位对任务飞行时间与燃料消耗等关键参数的影响，给出了往返轨道设计初值的选择策略。针对轨道设计初值猜想问题，首先采用遗传算法与二体Lambert转移快速确定轨迹拼接点初值。在同时考虑近月点与近地点多约束条件下，基于序列二次规划算法与多重打靶法进一步对燃料最优的地月往返轨道进行研究，并推导了约束方程解析梯度提高设计效率。最后分析近月点高度、不同目标轨道的转移时间与燃耗变化特性，对于考虑月球借力的地月空间轨道往返转移设计及参数选取具有重要的参考价值。