空间站伴随卫星的最优轨道机动

介绍了空间站伴随卫星的概念和轨道机动过程，给出了伴随卫星的轨道构型；建立了伴随轨道的最优机动模型，并对脉冲轨道机动进行了仿真计算，得出了伴随轨道最优机动轨迹、方位角和释放时间等的变化规律,研究结果对伴随卫星控制具有一定的参考价值。     

基于轨道可达域的机动航天器接近威胁规避方法

面对日益复杂的空间安全形势,基于轨道机动可达域分析提出了机动航天器接近威胁计算、评估和规避方法。首先,基于可达性判据给出机动能力受限的航天器单脉冲轨道机动可达域求解方法。其次,通过判断在轨航天器自身轨道与来袭航天器机动可达域间的位置关系计算其位于威胁域内的区段,进而得到轨道危险区。再次,基于两航天器进出危险区的时间定义了威胁评价指标,从空间和时间的窗口匹配性角度分别评估在轨航天器受来袭航天器的威胁程度。最后,给出了基于最小化危险区的航天器最优多脉冲接近威胁规避策略,对比了多个脉冲方案结果。仿真结果表明,在轨航天器能够在满足给定约束条件下实现对危险区的机动避让,并以最小燃料消耗回归正常运行轨道。     

反舰导弹末端螺旋机动策略优化

为了使反舰导弹在与水面舰艇攻防对抗过程中获得较好的突防效果,文章首先对水面舰艇的反导防御体系进行建模,研究反舰导弹和舰空导弹的攻防对抗过程,然后在此基础上研究反舰导弹的螺旋机动突防方法,最后以拦截弹平均脱靶量最小为评价指标选择最优的末端螺旋机动突防策略。     

遗传模拟退火算法在机动逃逸策略中的应用

针对垂直平面内的机动逃逸策略问题,提出将遗传算法与模拟退火算法相结合的方法———遗传模拟退火算法,能够实现逃逸者的机动逃逸策略,解决了在大状态空间中的全局最优搜索和评价问题,为处理复杂的决策过程提供了一套有效的途径。通过仿真结果表明,基于遗传模拟退火算法的机动策略能够有效地实现逃逸者的机动逃逸。     

天基对地打击武器空间机动过程分析

天基对地打击武器是一种新的战略威慑力量,与地基发射的武器相比具有自己独特的优势。首先通过对天基武器作战过程的分析,得出在轨机动是实现天基快速对地打击的关键的结论;而后建立了天基平台的轨道面机动与相位机动的数学模型。在上述研究的基础上,通过数学仿真分析了轨道机动对打击时间的影响,得到了一些有用的基本结论。     

广义轨道根数空间的轨道机动可达性

在由动量矩矢量和偏心率矢量定义的广义轨道根数度量空间内,研究了在初始轨道的任意点施加幅值固定的单脉冲后卫星的可达区域,包括脉冲施加的位置任意、方向固定和位置固定、方向任意2种情况,给出了广义轨道根数空间中轨道机动的可达性判据.通过比较脉冲作用前后的广义轨道根数,评估了单脉冲对广义轨道根数的影响,并且利用数值仿真分析了脉冲作用位置、方向与广义轨道根数空间中度量的关系.最后,在广义轨道根数空间中给出了轨道到轨道的机动策略,验证了广义轨道根数的可行性.     

机载单站只测向定位最优机动研究

概述了机载单站只测向定位最优机动求解算法，研究了基于最大方位角变化率准则下的观测机机动轨迹，得到理论上的最优定位机动，并结合实际运用，分析出两种近似最优的机动：“一”形（直线形）机动和S形机动，通过仿真，验证了这2种机动方式在一定条件下可以等效于最优机动，具有良好的定位效果。     

基于伪谱方法的有限推力变轨策略研究

研究了有限推力条件下的空间飞行器大范围机动变轨问题。将有限推力解的求取过程分为两个步骤,首先采用Lambert方法求取变轨问题的双脉冲最优解,再采用Gauss伪谱方法求取有限推力解,将每个脉冲点扩展为一个推力弧段,通过伪谱方法将最优变轨问题转化为一个参数优化问题,采用非线性规划方法得到该推力弧段的变轨推力大小和方向。将该方法应用于某空间飞行器轨道机动变轨过程研究,取得了满意的结果,从而证明了方法的有效性。     

轨道机动模型在低轨航天器定轨中的应用研究

现代航天任务中,各类航天器由于工作的需要必须进行适时的变轨或进行其它轨道机动.由于这些轨道机动的动作导致前后数据不能有效的拟合,降低了定轨精度.为此,建立了适用于各类航天器轨道机动的动力学模型,通过运用测轨数据使用数值积分方法求解各类模型参数,着重探讨近地航天器的轨道机动的影响,并主要使用GPS导航定位数据分析其精度,实现了轨控参数的求解标定,同时提高了短弧段的定轨能力和预报精度.     

考虑潜在威胁区的航天器最优规避机动策略

随着一系列轨道转移飞行器的工程化实施,航天器可能面临的非合作交会威胁日趋严重。针对该问题,根据交会机动的特点定义了新的规避机动指标——潜在威胁区,相较于传统的相对距离和碰撞概率等规避指标,潜在威胁区更适合航天器在面对非合作交会追踪器时进行规避机动,能够有效提升航天器的抗交会能力。首先,建立追踪器多脉冲最优交会模型,以此为基础给出潜在威胁区的定义与计算方法;然后,以潜在威胁区弧长为优化目标,建立了目标器最优规避模型,采用遗传算法进行目标优化;最后,根据所建立的双层优化模型进行数值仿真,以初始相距100km为初始条件进行仿真并计算得到了使潜在威胁区为零所需规避脉冲值,验证了文中模型的正确性,结果显示所定义的潜在威胁区弧长随着规避脉冲的增大呈严格的单调递减关系。研究为在轨航天器在面对非合作交会时提供了有效的规避策略,提升了航天器的空间生存能力。     

推力矢量飞机控制系统设计与仿真研究

针对某型推力矢量飞机提出了一套控制方案,较好地将理论与工程实践结合起来,解决了飞机在全包线范围内的飞行控制问题。该控制方案包括常规机动控制器、大迎角超机动控制器、控制分配器及轨迹跟踪控制器等几个主要环节的设计,完成的控制系统满足全包线飞行品质的要求,可实现对大机动轨迹的精确跟踪。最后,对此综合控制系统进行数字仿真并给出部分仿真结果,结果表明所提出的飞行控制系统设计方案是成功的。     

Optimal trajectory design accounting for the stabilization of linear time-varying error dynamics

This study is dedicated to the development of a direct optimal control-based algorithm for trajectory optimization problems that accounts for the closed-loop stability of the trajectory tracking error dynamics already during the optimization. Consequently, the trajectory is designed such that the Linear Time-Varying(LTV) dynamic system, describing the controller’s error dynamics, is stable, while additionally the desired optimality criterion is optimized and all enforced constraints on the traje...     

Optimal pure proportional navigation for maneuvering targets

The optimal pure proportional navigation (PPN) guidance law with time-varying navigation gains is considered. Unlike the conventional optimal PPN approach where linearized model was assumed in the optimization process, this work exploits the exact nonlinear formulation of PPN to derive analytically the optimal time trajectory of the navigation gain to minimize a performance index which is a weighted sum of the final time and the integral of the squared acceleration. It is verified that the PPN scheme with constant navigation gain is not only optimal in the vicinity of the interception point, but also optimal for the whole trajectory, if the navigation constant is designed by the methodology proposed here. Based on the optimization results for nonmaneuvering targets, a recursive optimal PPN scheme is proposed for maneuvering targets, wherein the optimal navigation gain and time-to-go are predicted recursively during the interception, and trajectory and performance of the interceptor guided by optimal recursive PPN scheme are evaluated analytically.     

基于梯度下降法的翼伞系统最优分段航迹规划

传统最优控制航迹规划一般以逆风精确着陆、控制能量小为优化目标，但传统最优控制的操纵过程一般是一条连续变化的曲线，工程上不易实施；与之相比，传统分段航迹规划操纵简单，工程上容易实施，能实现逆风精确着陆的目标，但控制能耗大。为了兼顾逆风精确着陆、能耗低和控制操作简单等目标，提出了一种基于梯度下降法的翼伞最优分段航迹规划方法。该方法将控制变量参数化，将逆风精确着陆、控制能耗小、能实现避障等多目标优化问题转化为加权单目标优化问题，并通过梯度下降法求解得到分段常值最优归航航迹。所提算法与基于伪谱法的最优控制规划航迹和基于遗传算法的分段规划航迹进行了对比，算法仿真结果表明本文提出的最优分段航迹规划法既可以实现着陆精度高、控制能量小、逆风着陆和避障的优化目标，同时规划的航迹又由分段常值实现控制，工程上容易实施，兼顾了最优控制航迹规划和分段航迹规划的优点。     

基于能量优化的无人机机动轨迹生成方法

基于能量优化的无人机机动能够使无人机在不失去决定性位置优势的情况下获取相对于对手的能量优势，足够的能量优势可转换为有效的位置优势，有利于无人机在空战中随时改出当前机动并投入下一机动动作，对于无人机获取空战胜利至关重要。开展了基于能量优化的无人机机动轨迹生成方法研究，通过在无人机机动飞行包线内设计合适的机动指令，使得无人机能量性能指标最优。以上升转弯机动为例进行了机动轨迹生成的详细设计，并与常规上升转弯机动轨迹生成结果进行对比，仿真结果显示所设计的机动动作完成时间缩短了28.6%~83.8%，总能量变化减少了64.7%~70.1%，实现了无人机机动飞行的能量优化。     

Neighboring optimal guidance for aeroassisted orbital transfer

A neighboring optimal guidance scheme for a nonlinear dynamic system is devised with stochastic inputs and perfect measurements as applicable to fuel optimal control of an aeroassisted orbital transfer vehicle. For the deterministic nonlinear dynamic system describing the atmospheric maneuver, a nominal trajectory is determined. Then, taking modeling uncertainties into account, a linear, stochastic, neighboring optimal guidance scheme is devised. Assuming the additive character of the stochastic effects, the optimal trajectory is approximated as the sum of the deterministic nominal trajectory and the stochastic neighboring optimal solution. Numerical results are presented for a typical aeroassisted orbital transfer vehicle     

基于高斯伪谱法的翼伞系统复杂多约束轨迹规划

翼伞系统在实际环境中飞行时易受到风场以及地形环境等复杂干扰的影响,无法精确归航,控制难度较大。针对该问题,提出了一种针对复杂多约束条件的翼伞系统的最优控制轨迹规划方法,可同时实现翼伞系统在复杂环境下逆风对准、精确着陆以及控制量全局最优的控制目标。首先,建立了风场干扰下的翼伞系统模型;然后,通过引入地形环境曲面,将复杂环境转化为实时路径约束,将轨迹着陆偏差以及逆风雀降转化为终端约束,并考虑控制量消耗最小为目标函数,以此将复杂环境下的翼伞系统的轨迹优化转化为一系列非线性的带有复杂约束的最优控制问题;最后,采用高斯伪谱法将多约束最优控制问题转化为易于求解的非线性规划问题。通过设立3组复杂环境仿真实例和实验验证,表明本文方法使翼伞系统在多种较恶劣的复杂环境中有效应对多类约束条件,规划出控制量全局最优的可行轨迹。与已有的混沌粒子群优化算法相比,本文方法具有较好的最优性和较高的精度。     

直升机单发失效后自转着陆轨迹优化

建立了直升机单发失效后增广的纵向三维刚体飞行动力学模型,通过选择合适的目标函数、路径约束和边界约束,将自转着陆问题表示成非线性最优控制问题,使用非线性规划方法求解得到自转着陆的最优轨迹和操纵.以UH-60直升机为例,首先计算了自转着陆距离最短的最优解,并与二维点质量模型进行对比.结果表明三维刚体模型在旋翼转速、旋翼拉力...     

基于罚函数序列凸规划的多无人机轨迹规划

多无人机（UAVs）轨迹规划是具有非线性运动约束和非凸路径约束的最优控制问题。引入序列凸规划思想,将非凸最优控制问题近似为一系列凸优化子问题,并利用成熟的凸优化算法进行求解,以更好地权衡最优性和时效性。首先,建立了多无人机协同轨迹规划的非凸最优控制模型。然后,利用离散化和凸近似方法将其转换为凸优化问题,包括对无人机运动模型的线性化,以及对威胁规避约束和无人机碰撞约束的凸化。同时,提出了一种离散点间的威胁规避方法,保证无人机在离散轨迹点间的飞行安全。在凸优化模型的基础上,给出了基于罚函数序列凸规划求解多无人机轨迹规划的具体框架。最后,通过数值仿真验证了方法的有效性,结果表明该方法在多机轨迹规划结果的最优性和时效性都要优于伪谱法,而且优势随编队数量的增加而增大。