基于伪谱法的空间绳系组合体最优燃耗离轨研究

为了优化空间绳系组合体轨道转移的燃耗,提出一种基于伪谱法求解的包含拖拽、平衡、甩摆三个阶段的绳系组合体最优燃耗离轨方案. 首先将全过程离轨的燃耗作为性能指标,采用简化的绳系组合体动力学模型,利用高斯伪谱法求解出拖拽阶段系统状态最优轨迹;其次考虑较复杂的绳系组合体动力学模型,使用模型预测控制方法跟踪拖拽阶段系统状态最优轨迹. 仿真结果表明该方法能实现主动星安全、高效,并以最低燃耗地将目标星转移到目标轨道.     

常值推力下面内轨道优化的一种改进间接法

针对常值推力下航天器面内轨道转移燃耗最省的轨道优化问题,利用极大值原理导出了最优轨迹下推力方向角应满足的控制方程,结合动力学方程建立了一种求解航天器面内最优转移轨道的改进间接法,及其在推力方向角调节能力受限条件下的应用方法。由于避免了协态变量微分方程组的求解,改进间接法相对于传统间接法降低了初值猜测的难度和计算量;与采用Gauss伪谱法求解相比,所建立的改进间接法求解结果精度更高,数值光滑性更好。仿真算例表明:推力方向角调节能力受限会改善推力方向角变化规律,降低推力方向角变化范围;就燃耗而言,推力越大燃耗越多,优化轨道节省燃耗更加显著。     

附着小天体的最优制导控制方法

以小天体伴飞附着任务为工程背景,针对探测器在小天体复杂弱引力场条件下附着这一难题,研究了最优制导控制策略。首先,考虑在小天体极区实施附着任务,建立并简化动力学模型,给出约束条件和基于时间-燃耗最优的混合性能指标要求。然后,采用相平面法设计了最优制导律,利用极限环设计最优开关控制律;同时,采用高斯伪谱法把附着小天体的最优制导问题转化成非线性规划问题,利用Matlab/GPOPS优化工具包求取最优数值解。最后,加入已有的基于矢量测量的自主光学导航模块构建GNC仿真回路,对两种最优制导控制策略进行仿真验证。结果表明:两种制导控制策略都能满足任务要求,但基于相平面法得到的最优制导控制具有一定风险,而基于高斯伪谱法得到的最优制导控制精度更高、燃耗更少,适于工程应用。     

月面上升的轨迹优化与参数分析

面向月球采样返回任务分析需求,对月面上升段的轨迹优化及燃料消耗影响因素进行了研究。基于上升器运动模型,建立以燃料消耗最优为目标考虑入轨约束的轨迹优化模型,通过Gauss伪谱法和序列二次规划求解上升过程最优推力方向。改变运动模型中的初始推重比、入轨约束中的目标轨道参数,根据轨迹优化结果得到对应的燃料消耗,分析了这些因素对上升器燃料消耗的影响。针对上升器非共面起飞的问题,提出了上升偏航、升交点调整、倾角调整3种方案,从燃料消耗的角度分析了各方案的适用情况,为未来工程应用提供参考。     

月球精确软着陆最优标称轨迹在轨制导方法

为实现在月球表面期望的着陆点进行精确软着陆（PPL）,且满足燃耗最优性要求,基于提出的LIDAR目标点在轨自主选定的月球精确软着陆方案,对月球PPL最优标称轨迹在轨快速规划制导方法进行研究。首先针对月球PPL三维球体非线性轨道动力学模型,采用Legendre Gauss Lobatto伪光谱方法将轨迹优化的最优控制问题转化为非线性规划问题（NLP）,再利用SQP优化算法求解月球PPL最优标称轨迹,最后通过遗传算法对优化结果进行验证,并提出应用遗传算法提供SQP在轨规划初值数据库的方案。仿真结果表明了最优标称轨迹在轨规划方法的快速性和有效性。     

微小型无人直升机避障最优轨迹规划

针对无人直升机在低空复杂环境下避障飞行问题,提出了一种基于非线性最优控制理论的求解策略.以避障机动飞行时间为优化目标,无人直升机六自由度非线性动力学方程为等式约束,直升机飞行性能限制以及三维空间中障碍物限制等因素为不等式约束,建立了避障机动飞行的最优控制模型.然后利用高斯伪谱法（GPM,Gauss Pseudospectral Method）将轨迹规划问题转化为非线性规划（NLP,Non-Linear Programming）问题,并采用序列二次规划算法进行求解.在此基础上研究了障碍物尺寸对最优轨迹的影响.计算结果表明,该方法能够以较高的精度生成真实可行的避障飞行轨迹,最优机动动作取决于障碍物纵横向尺寸比.      

基于自适应伪谱法的升力式飞行器火星进入段快速轨迹优化

针对升力式火星飞行器定点着陆任务的轨迹优化问题，给出了基于自适应伪谱法的快速优化算法.综合考虑探测器火星大气进入过程中的动力学约束、边界约束、路径约束以及控制约束条件，利用自适应伪谱法将轨迹优化问题转换为离散的非线性规划问题，采用序列二次规划算法进行求解，得到性能指标最优的进入轨迹.通过仿真验证，给出了实现火星进入过程燃料消耗最优的状态量和控制量轨迹.仿真结果表明，在Matlab中采用自适应伪谱法，能够在800s内采用267个配点，给出近似精度为10-6的火星进入过程中消耗能量最优的参考轨迹.      

气动力辅助椭圆轨道转移技术研究

研究了两种共面椭圆轨道最优转移方法--基于单纯推力的双脉冲对称转移和基于气动力辅助变轨技术的协同机动方法。推导了双脉冲对称转移问题中转移椭圆轨道的求解公式,采用遗传算法求解最优变轨点位置,给出了变轨脉冲的计算方法。将气动力辅助对称转移过程分为3段：真空飞行段、大气飞行段、真空飞行段。以能量最小为性能指标,将大气飞行段轨迹优化问题转化为标准最优控制问题模型,并利用Gauss伪谱法进行求解,得到“巡航+滑行+巡航+滑行”的大气最优飞行轨迹。最后对两种转移方法进行详细比较,指出初始椭圆轨道近地点越接近大气层,气动力辅助对称转移方法比双脉冲对称转移方法越节省能量。     

基于高斯伪谱法的空天飞机上升段最优轨迹设计

针对复杂多约束条件下空天飞机上升段燃料最优轨迹优化问题,提出一种基于高斯伪谱法的上升段轨迹优化策略.依据发动机的推力特性将上升轨迹合理分段,使原最优控制问题转化为多段最优控制问题后,采用高斯伪谱法进行并行优化计算.数值仿真结果表明采用这种轨迹优化策略能够满足组合动力系统工作模态转换时对飞行状态的约束条件,可以在较短的时间内完成高精度的上升段轨迹优化任务,从而验证了该方法的有效性.     

平动点周期轨道间小推力转移的Gauss伪谱法

针对三体问题共线平动点附近周期轨道间的小推力转移问题，构造了一种新的形状函数，在此基础上提出了一种基于Gauss伪谱法的优化设计方法。首先，建立小推力轨道转移动力学模型，参考初始轨道和目标轨道的类型，构造一种新的形状函数以近似小推力转移轨道。为满足不同的约束要求，提出了振幅和相位按多项式变化的假设，推导了小推力转移轨道的近似解析解；然后利用Gauss伪谱法将小推力轨道转移的最优控制问题转化为非线性规划问题，并对推导的近似解析解进行解算和处理，为Gauss伪谱法求解非线性规划问题提供较为有效的控制变量的初始猜测值；最后以地月系统L1点附近Halo轨道间的小推力转移问题为例进行了仿真分析。仿真结果表明，小推力转移轨道近似解析解具备有效性和普适性，使得Gauss伪谱法的迭代效率提高55%以上，同时也表明Gauss伪谱法可有效解决平动点周期轨道间的小推力转移轨道优化设计问题。     

基于高斯伪谱法的火星表面上升燃耗最优轨迹设计

火星上升器的设计与其轨迹设计紧密相关,而现有方法大都将MAV(Mars Ascent Vehicle)的分级优化和轨迹优化解耦计算,其计算效率低且鲁棒性较差。提出了一种基于高斯伪谱法的两级MAV分级与轨迹耦合多阶段优化算法,它以MAV的发射总质量最小为目标函数,并考虑了MAV设计约束、MAV的质量模型约束、轨迹的路径约束和控制约束等限制条件。利用该方法可以同时求得发射总质量最小的两级MAV分级参数和一条燃耗最优的上升轨迹,解决了由于不合理的两级MAV分级设计导致的轨迹优化算法无法收敛的问题。数值仿真结果表明该方法具有较快的收敛速度,且对初值选取的敏感度较小、具有较强的鲁棒性。     

升力体飞行器能量近似最优倾斜转弯飞行策略

升力体飞行器返回地球大气层内时受到热流、动压及过载等约束条件,为使得飞行器在倾斜转弯飞行过程中能量损失最小,需要研究一种能量最优的倾斜转弯机动飞行策略。本文的主要研究内容包括:从再入动力学模型出发,分析了升力体飞行器倾斜转弯的弹道特性,推导了终端速度与倾斜转弯幅度相关的解析解,提出了一种多约束条件下能量近似最优的倾斜转弯飞行策略;为进一步验证飞行策略的能量近似最优性,建立了能量最优的非线性轨迹优化模型,通过高斯伪谱法进行求解,获得能量最优的飞行轨迹。仿真结果表明,该飞行策略与优化方法获得的结果高度一致,并且该方法求解效率更高,工程应用性更强。      

基于高斯伪谱法的化-电混合推进系统转移轨道优化设计

提出利用化-电混合模式推进系统完成地球同步卫星轨道转移任务,该推进系统极具应用前景,能够满足高有效载荷率、高入轨精度的工程实践需求。并针对基于该混合模式推进系统的转移轨道的优化方法展开研究,提出一种多阶段最优控制问题（OCP）的高斯伪谱法求解方法。该方法通过分段点的关联设置,将多个经高斯伪谱法转化而来的非线性规划问题转化为一个连贯的非线性规划问题(NLP)。两个不同算例的仿真过程与分析结果表明,该方法能够有效地解决多阶段非光滑连接轨道的优化问题,具有运算效率高、收敛性半径大、求解精度高等优点,可便捷地处理化 电混合模式推进系统的转移轨道优化设计问题。     

Optimal spacecraft rendezvous using the combination of aerodynamic force and Lorentz force

This paper presents a propellantless spacecraft rendezvous method by using the optimal combination of aerodynamic force and Lorentz force. Aerodynamic force is provided by the rotations of the plates attached to the spacecraft, and Lorentz force is achieved by modulating spacecraft's electrostatic charge. Considering the limitation of the charging level of the spacecraft and physical constraints of the plates system, an optimal open-loop rendezvous trajectory is designed, which aims to minimize the energy consumed to actuate the hybrid system. The rotation rates of the plates and the electrostatic charge are constrained in the optimization problem, which is solved via the Gauss pseudospectral method. To track the open-loop trajectory in the presence of external perturbations, a novel adaptive nonsingular terminal sliding mode controller is designed. The stability of the closed-loop system is proved by the Lyapunov-based method. Several numerical examples are conducted to verify the validity of both the open-loop and closed-loop control strategy.     

防空导弹最优弹道的协态估计优化算法

为了快速精确地得到防空导弹中段最优弹道,在拟勒让德谱变换法的基础上提出了协态估计优化算法.该算法克服了采用拟勒让德谱变换法所得非线性规划NLP(Non-Linear Programming)问题优化变量过多、收敛速度慢的缺点,并能在避免求解两点边值问题TPBVP(Two Point Boundary Value Problem)的前提下,快速解得近似满足最优解必要条件的解.针对防空导弹中段弹道优化问题的特点,应用提出的协态估计优化算法进行优化得到结果,与拟勒让德谱变换法所得结果相比,表明该算法具有收敛速度快,优化精度高的优点.     

基于混合法的月球软着陆轨迹优化

利用混合法思想和人工免疫算法研究了月球软着陆轨迹优化问题.首先建立月球软着陆系统模型并进行归一化处理;然后基于混合法思想利用庞特亚金（Pontryagin）极大值原理推导最优控制律,以伴随变量初值和终端时刻作为优化变量,将终端约束作为罚函数引入评价函数中,将月球软着陆轨迹优化问题转化为非线性规划问题（NLP,Nonlinear Programming）;最后应用引导人工免疫算法（GAIA,Guiding Artificial Immune Algorithm）求解该优化问题.仿真结果表明,GAIA混合算法比直接法的寻优速度快,终端误差小,且可搜索到理论最优轨迹;同时,GAIA混合算法的伴随变量初值收敛范围比间接法大,降低了最优月球软着陆轨迹的搜索难度.