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火箭飞行中出现异常状态时,需要对任务弹道进行重新规划,弹道重规划包括任务决策和轨迹规划2部分内容。设计决策等级以确定任务目标,结合目标轨道根数的约束情况,采用自适应伪谱法规划出满足要求的飞行弹道。通过提高约束条件和求解精度实现决策更新,获得更高决策等级的高精度优化解。仿真结果表明,当火箭出现飞行偏差时,这种方案可以快速完成弹道重规划任务,对异常飞行状态实现一定程度的补救挽回。 相似文献
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研究了服务航天器对多个空间目标的抵近观测任务规划问题,并考虑了高价值航天器、普通航天器以及失效航天器或空间碎片3类待观测目标。通过构建合理的评价体系,对目标观测的任务方案进行评分。建立了综合观测目标数量、观测目标类型、燃料消耗、单次点火速度增量以及任务时长的多约束优化模型,涉及的优化变量包括目标分配向量、观测次序向量以及观测时刻向量。服务航天器通过一种四脉冲机动策略抵近每个目标。采用进化算法求解规划问题,并提出一种基于动态规划(DP)的局部搜索策略以优化观测时刻,提升优化效率。最后分别给出了针对单一类型和混合类型空间目标的抵近观测任务规划算例,通过与传统进化算法的求解结果对比,说明了所提出的DP搜索策略的优势。 相似文献
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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。 相似文献
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针对轨道转移飞行器入轨任务中可能的异常状态,提出一种基于任务分区的在线轨迹重规划方法。将重规划问题描述为非线性系统最优控制问题,在地心惯性坐标系中建立飞行器的状态方程。考虑轨道倾角偏差与远地点高度偏差,设计任务分区并完成目标轨道决策。根据不同分区确定相应的性能指标与约束条件,以目标轨道为圆轨道的任务为例,构建凸优化问题并采用序列凸规划方法完成求解,使轨道转移飞行器出现飞行偏差时能够预测可达范围并重新规划任务飞行轨迹。仿真结果表明这种方法可以在飞行任务中快速实现不同条件的轨迹重规划设计,对异常状态实现一定程度的补救。 相似文献
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《宇航学报》2017,(4)
针对载人登月绕月自由返回飞行任务,提出一种混合-分层轨道优化设计方法。将高精度模型下强约束自由返回轨道设计问题转化为有约束非线性规划求解问题,在此基础上提出一种混合-分层优化求解策略。在双二体模型下利用差分进化算法(DE)与序列二次规划(SQP)相结合的混合优化算法快速求解了满足弱约束条件下的轨道初值问题。采用序列二次规划(SQP)构造两层迭代格式,在高精度模型和强目标约束下对初步设计轨道进行逐层修正。最后,通过仿真测试,文章所述方法的可行性与有效性得到了验证。仿真飞行结果还进一步表明该设计方法具有求解精度高、收敛速度快等优点,为探月工程任务提供了一种有效的轨道设计工具。 相似文献
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建立快速响应航天器模块化总线系统需要考虑许多因素,分析了影响快速响应航天器总线设计的主要因素(模块和集成子系统组合方案、快速响应系统的测试策略、快速响应航天器的有效载荷的质量、体积与功率有效率指标以及成本、总收入等经济指标)以及这些因素所影响的系统的响应时间、可靠性之间的关系,对其建立了数学模型。根据快速响应航天器总线的要求,建立了求解最优总线设计的优化方程,可以通过求解最优方程直接得到最优的快速响应航天器的设计。仿真实验表明提出的总线设计建模方法对设计可靠的、快速响应的、标准化总线及优化投资有重要意义。
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针对多异构无人机任务分配和航迹规划存在的强耦合特性,为解决串行求解仅能获得局部最优解的问题,提出了一种基于图论的一体化求解框架,采用三维Dubins模型,通过对无人机航向角进行离散化,将路径规划问题和任务分配问题建立为离散图模型。为了实现该混合整数规划问题的快速求解,建立了基于并行化处理的遗传算法策略;为避免执行时序约束任务存在的死锁问题,引入深度优先算法(DFS),通过检测时序任务图环路状态判断任务规划结果的可行性,从而剔除规划结果中的不可行解。仿真结果表明,相比于解耦方法,一体化求解方法能明显提高规划结果的品质;相比于集中式遗传算法,分布式遗传算法能显著提高算法的收敛速度。 相似文献
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针对迭代制导完成后入轨参数或终端程序角修正问题,研究一种基于模型参考的自适应预测补偿迭代制导算法在运载火箭上的应用。该算法在经典迭代制导算法的基础上,根据预测的迭代终端程序角和飞行视加速度的参考模型,对关机点参数进行补偿,依据补偿后的终端指标重新规划飞行轨迹,进而得出满足入轨参数或终端程序角偏差修正的制导指令,提升迭代制导对入轨参数偏差或终端程序角的修正能力。此外,阐述了经典迭代制导的基本算法,概括了自适应预测补偿迭代制导算法的基本原理,并以大推力直接入轨、终端程序角大偏差以及满足终端程序角约束为例,给出相应工况的自适应预测补偿的迭代制导算法。仿真结果表明:该算法对入轨参数和终端程序角偏差具有一定的修正能力。 相似文献
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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. 相似文献
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综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。 相似文献
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针对载人登月任务背景及工程约束,提出一种轨道与窗口一体化设计方法。通过两次坐标转化,将自由返回轨道设计参数解耦为近月点独立变量。在双二体假设下,通过4段二体轨道拼接完成自由返回轨道初值快速搜索及匹配近地停泊轨道(LEO)面的月窗口,其结果作为下一步采用序列二次规划(SQP)迭代求解高精度动力学模型轨道参数的初值,在该条精确轨道近月点时刻90 min邻域内产生可以匹配LEO地月转移入轨相位的零窗口轨道。算例表明,该流程能够精确快速地完成具有复杂任务背景及苛刻工程要求的载人登月绕月自由返回轨道与窗口设计问题。 相似文献
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针对临近空间飞行器再入飞行受到热流率、动压和过载等多约束情况下的轨迹优化问题,提出了基于OPTIMUS优化软件平台搜索初值的编程求解方案。首先根据再入飞行动力学原理建立数学模型,并合理简化,应用最优控制理论设计滚转角控制律;然后利用OPTIMUS软件平台搭建系统工作流程,进行试验设计并建立响应面模型,通过平台集成的优化算法寻找初值;最后结合不同优化算法的优点,基于遗传算法加模式搜索法编写程序求解轨迹。结果表明,基于OPTIMUS分析所设计的轨迹优化方案,可以快速确定较为准确的初值,计算效率显著提高,且能够保证较高精度。 相似文献
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对亚轨道飞行器能量管理段在线轨迹生成方案进行了研究。该方案将地面投影几何轨迹参数化,通过迭代计算参数生成标准轨迹,验证轨迹可行性并选择最优轨迹。经仿真验证,该方案能够在较短时间内完成轨迹的在线生成,结果满足进场着陆要求。 相似文献
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吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题,首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异,分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究,提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型,将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题,进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计;在此基础上,结合轨迹线性化控制方法,开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究,给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则,最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。 相似文献
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针对大升阻比可重复使用飞行器再入滑翔轨迹规划问题,提出了一种基于自适应分段Chebychev伪谱离散的多约束模型预测静态凸规划算法(P CMPCP),实现了全量终端状态约束及多过程约束作用下再入轨迹的高精度迭代解算。考虑倾侧角翻转导致控制量不连续,传统规划方法难以同时严格满足终端位置、角度约束,且过程约束易超限,采用自适应分段伪谱离散策略,构建全程飞行状态及过程性能指标约束对各配点处控制调整量的敏感度关系,从而将非线性最优控制问题转化为静态凸规划问题,并利用内点法对各分段控制量进行了协调优化。本文所提方法无需对动力学模型进行简化或近似处理,即能以少量积分运算使轨迹满足再入全量模型约束,且控制量平滑,数值精度优于传统规划方法。 相似文献