间接Legendre伪谱法的欠驱动航天器姿态运动轨迹跟踪

针对仅带有两组喷气推力器的非轴对称欠驱动刚性航天器，提出一种基于间接Legendre伪谱法的姿态运动轨迹跟踪控制算法。首先采用Legendre伪谱法(LPM)离线规划出系统的最短时间姿态机动参考轨迹。接着将实际运行轨迹与参考轨迹之间的偏差作为变量，根据Pontryagin极小值原理必要条件把系统姿态运动跟踪问题转化为一个两点边值问题(TPBVP)。最后采用 Legendre-Gauss-Lobatto(LGL)点将此两点边值问题离散转化为一个线性方程组来求解，避免了对传统Riccati微分方程的积分运算。数值仿真校验了本文基于间接Legendre伪谱法的姿态运动轨迹跟踪控制算法的有效性。     

月球最优软着陆两点边值问题的数值解法

对于月球软着陆,燃耗最优是制导过程的基本要求.文中首先应用极大值原理设计了最优着陆制导控制律,此时求解最优轨迹变成一个两点边值问题(TPBVP).本文利用一种基于初值猜测技术的打靶法求解这个两点边值问题,得到软着陆最优轨迹.结果表明该方法可有效改善迭代计算,具有一定的优越性.     

基于改进伪谱反馈控制的远程变轨闭环制导

利用最优反馈控制和轨迹快速重构技术,设计一种有限推力空间远程变轨自适应闭环制导方法。首先给出了最优反馈控制的求解原理和必要条件。将空间变轨动力学模型特点和伪谱法相结合,设计基于状态量缩减的计算效率改进策略以提高轨迹优化的实时性。基于改进伪谱法进行逐次轨迹快速重构,利用开环最优解形成闭环反馈,从而保证制导指令的实时更新,并通过引入控制逻辑改进制导算法。远程交会仿真表明,该闭环制导方法在保证任务指标具有一定最优性的同时,可以有效抑制多种参数不确定性和外界干扰的影响,具有较高的制导精度、自适应性和鲁棒性。     

多约束航迹规划与跟踪制导律

研究升力式飞行器多约束航迹规划与跟踪制导律设计。考虑到飞行器为满足任务需求规定了一定范围的禁飞区，为确保滑翔段末状态处于中末制导交班窗口内设置了严格的终端约束，导致传统基于最大升阻比、平衡滑翔策略的航迹规划不适用。针对飞行器在不同空域的动力学特性，结合飞行策略预划分手段分段提出不同状态下的攻角、倾侧角剖面，通过优化剖面构型参数将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题，完成多约束航迹规划。最后，考虑到气动不确定性带来的轨迹偏差，利用线性二次型调节器以位移加权误差最小为优化指标完成轨迹跟踪制导律设计，实现对规划航迹的在线纠偏，并通过仿真分析验证所提方法的有效性。     

临近空间高超声速无动力滑翔飞行器最优轨迹设计及制导研究

建立了临近空间飞行器无动力飞行理想运动模型及阵风干扰作用运动模型;通过共轭 梯度优化算法设计了飞行器基于多约束条件的最优轨迹;利用基于线性状态调节器（RQL） 制导方法实现阵风干扰作用下纵向与侧向参考轨迹的同时跟踪。仿真结果表明,本文的轨迹 优化算法能在很短的时间内优化出最优轨迹且具有很好的收敛性;采用的制导算法能实现各 种强度阵风干扰作用下的轨迹跟踪,具有很强的鲁棒性。     

基于Riccati方程解的再入飞行器制导律设计

提出一种再入飞行器纵向制导律设计方法。首先对纵向运动方程沿着实际轨道线性化,然后利用线性最优调节器原理设计制导律。在每个制导周期内求解代数R iccati方程,利用其正定解构造反馈控制律,与标准轨道的控制量叠加后形成全量控制,用于实际再入轨道的制导。仿真结果表明,所设计的制导律对再入初始偏差具有较强的鲁棒性,同时它也能较好地补偿由于气动参数和大气密度摄动造成的航程误差,从而保证落点精度。     

基于hp伪谱同伦凸优化的火箭垂直回收在线轨迹规划方法

针对可重复使用运载火箭垂直回收轨迹优化问题,提出了一种带有最优终端时间估计策略的hp伪谱同伦凸优化在线轨迹规划算法。首先,考虑状态约束和过程约束的非凸性,采用无损凸化处理推力幅值约束;然后,结合同伦方法与不动点迭代思想将气动力与非凸质量约束转化为线性时变剖面,完成问题凸化;进一步基于hp flipped Radau伪谱法对问题进行离散化处理,将最优控制问题转化为参数优化问题,进而采用原-对偶内点法求解;最后,为进一步减少燃料消耗,提升经济效益,考虑最优终端时间难以在线确定的问题,结合解析推导与二次插值法,设计了最优终端时间快速估计策略。仿真结果表明所设计的轨迹优化算法最优终端时间估计速度快,收敛性能良好,具有较高的精度和计算效率,具备在线应用的潜力。     

基于高斯伪谱方法的再入飞行器预测校正制导方法研究

为了提高再入制导的适应性和鲁棒性,提出了一种最优预测校正制导方法.根据伪谱方法将再入动力学微分方程约束转换为代数方程约束,将制导问题转换为不需要积分弹道的最优规划问题,利用Gauss伪谱法收敛速度快、精度高的特点,设计了航路点间分段优化的伪谱自适应鲁棒再入制导律,对制导律的特性进行了分析.数值仿真表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒性,仿真表明校正时间很短,具有应用于在线制导的潜力.     

RLV末端能量管理段轨迹在线规划与制导

针对可重复使用飞行器（RLV）末端能量管理段利用数值优化算法在线规划轨迹的实时性无法保证,工程应用性差的问题,在末端能量管理段的航向调整段（HAC）轨迹前增加直线预测捕获段(PASL),并在该阶段提前完成末端区域能量管理(TAEM)段轨迹的在线规划,从而降低工程中对轨迹在线规划方法实时性的高要求。首先,通过求解零气动角下的质点运动方程解析解,得到直线预测捕获段结束点的飞行状态预测值作为TAEM段轨迹的初始点状态。然后,在线求解以航向调整段进入点飞行器航向角偏差最小为目标函数,以动压、过载和速度滚转角限制为约束的非线性规划问题,得到航向调整螺旋线中心的最优位置。最后,设计了以规划轨迹确定的标称气动角指令为前馈,以跟踪偏差的比例+微分律生成指令(PD)为反馈的TAEM段制导律。算例仿真校验了本文基于弹道预测的末端能量管理方法的有效性。     

基于伪谱反馈控制的亚轨道返回在线轨道重构方法

亚轨道飞行器任务目标的多样化对制导控制系统的智能性、鲁棒性提出了更高的要求。本文基于伪谱最优反馈控制理论并根据飞行器当前飞行状态和终端约束,使用Legendre伪谱法在线进行轨道重构,生成满足法向过载、动压和热流等轨道约束的最优返回轨迹,并实时反馈更新迎角和倾斜角制导指令。在线轨道重构使用引入迎角和倾斜角的变化率作为虚拟控制的动力学方程以保证制导指令的光滑性,并采取一系列实时性保证策略。阵风干扰下的亚轨道返回飞行仿真表明该轨道重构算法鲁棒性很强,可以满足闭环反馈更新时间要求,并且迎角和倾斜角不会出现增加控制难度的剧烈抖动现象。     

Optimal guidance for reentry vehicles based on indirect Legendre pseudospectral method

Development of a feasible guidance scheme for reentry vehicles is a challenge because of its significant nonlinearity and multi-constraints. A method for the implementation of three-degree-of-freedom guidance for constrained reentry vehicle is presented in the paper. First, the constrained trajectory is generated by Legendre pseudospectral method (LPM) and then the feasibily of the trajectory is validated. Based on the obtained reference trajectory, the guidance problem is converted into a trajectory state regulation problem which is a linear time varying system. A robust state feedback guidance law is generated in real time using indirect Legendre pseudospectral feedback method. Finally, simulation results illustrate that the overall guidance scheme can lead to a very accurately controlled flight with all the constraints satisfied even in the presence of initial state uncertainty.     

亚轨道飞行器返回轨迹快速优化

快速、准确、鲁棒的轨迹生成方法可以增加任务的安全性与可靠性,极大地降低成本。针对亚轨道飞行器返回段特点,引入"伪控制量"、"末端进场走廊"等概念,分别采用高斯伪谱法和向前拉道伪谱法进行了返回轨迹快速优化研究,比较了两种伪谱法在处理复杂问题时的能力。仿真结果表明,向前拉道伪谱法不适合处理含控制量约束的问题,而高斯伪谱法在满足各种约束条件下,能够快速准确地生成亚轨道飞行器返回轨迹,同时验证了结果的可行性与最优性。     

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：     

基于奇异摄动与反馈线性化的滑翔制导律

针对高超声速再入飞行器最远距离滑翔制导关键技术,设计了一种新型制导律.首先,利用奇异摄动理论对再入飞行器状态变量进行两个时间尺度的划分,将系统状态方程分解成两个低维子系统.然后,应用最优控制理论得出慢时间尺度上的解,并将其作为降维后的最优参考轨迹;在此基础上,利用非线性微分几何反馈线性化方法,设计快时间尺度制导指令,实...     

视觉导引受限下空间绳系机器人最优逼近控制

针对空间绳系机器人对目标逼近过程中单目视觉视线角约束和导航信息不全问题，首先建立空间绳系机器人系统动力学模型。然后考虑抓捕器视线角约束，采用高斯伪谱法对空间绳系机器人逼近任务姿轨轨迹进行一体规划。同时设计无需相对目标距离的闭环控制器实现对空间绳系机器人最优姿轨轨迹进行跟踪控制。仿真结果表明，该方案能够克服视觉导引受限的影响，实现空间绳系机器人对位姿最优轨迹的精确跟踪。     

考虑跟踪制导的小天体着陆轨迹闭环优化方法

针对小天体着陆环境存在参数不确定性及初始状态偏差的特点,提出一种小天体着陆闭环优化方法,实现在节省燃料消耗的同时降低对参数的敏感度。首先,建立小天体着陆动力学模型,分析了燃料最优着陆问题;然后,采用线性二次型调节器设计了反馈制导律,推导闭环敏感度矩阵方程,构造燃料消耗和敏感度加权的性能指标,进而能够通过优化降低小天体着陆过程的敏感度。仿真结果表明,该闭环优化方法能有效降低对参数不确定性和初始状态偏差的敏感度,最终达到提高小天体着陆位置和速度精度的目标。     

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。