应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态机动最优路径规划

针对应用变速控制力矩陀螺VSCMG为姿态控制执行机构的微小卫星，提出了一种姿态机动最优路径规划方法。从冗余金字塔构型VSCMGs系统的姿态机动任务和考虑VSCMGs系统故障失效的姿态机动任务两类问题出发，综合考虑VSCMG在实际工程应用中的各种约束条件(框架角约束、框架角速度约束、转子转速约束和奇异度量约束等)以及充分发挥VSCMG的力矩输出优势，采用Gauss伪谱法规划了相应性能指标最优的姿态机动最优路径。仿真结果表明设计的应用VSCMG的航天器姿态机动最优路径规划算法能够满足提出的约束条件和最优路径规划策略，可以顺利完成航天器姿态机动任务。而且相比于传统的VSCMGs系统操纵律，设计的算法具有更高的实用性和有效性。     

变锥角SGCMG系统的奇异躲避路径规划策略

将锥体上五个单框架控制力矩陀螺（SGCMG）框架轴与底面的锥角视为姿态机动任务前的调整变量,建立了锥角可调的五棱锥构型SGCMG模型。通过锥角可调SGCMG系统的复杂奇异性分析,推导了陀螺奇异测度对时间的导数与陀螺框架角速度的关系,进而提出考虑奇异躲避的路径规划策略。基于Gauss伪谱法的路径规划结果表明：锥角可调的五棱锥构型SGCMG系统可有效提高特定机动方向的控制能力,显著减少空间站姿态机动所需时间;所提出的考虑奇异躲避的路径规划策略可有效避免陀螺奇异。     

考虑单框架控制力矩陀螺性能约束的小卫星姿态星载控制

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为姿态机动控制执行机构的小卫星,在姿态机动过程中SGCMG容易陷入奇异的问题,设计了一种姿态轨迹无奇异的快速规划和跟踪控制结合的姿态闭环控制方法。将平坦微分理论应用于姿态轨迹规划,设计了一种SGCMG无奇异的姿态轨迹快速规划方法,该方法综合考虑了实际姿态机动过程中存在的轨道角速度、重力梯度力矩等环境因素的影响。建立了基于误差修正罗德里格斯参数(MRP)的姿态动力学模型,并设计了基于MRP的滑模姿态跟踪控制器。仿真分析表明:该方法能在0.8 s内快速规划出一条关于能量指标的次优平滑路径,且在该姿态路径下,SGCMG不会出现奇异饱和失效现象;姿态跟踪控制器在机动稳定状态的跟踪误差在2×10~(-4)以内。     

再入轨迹多约束模型预测静态凸规划方法

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。     

一种卫星编队整体机动的规划方法研究

针对卫星编队整体机动的难点,充分考虑编队的“群”运动特性,按照先规划参考卫星轨迹,后规划伴随卫星轨迹的思路,提出一种整体机动的分步规划策略。采用Gauss伪谱法优化参考卫星的轨迹,并检验优化结果的最优性;根据整体机动过程中的路径约束,以参考卫星的轨迹为参考,规划伴随卫星的可行飞行区域;根据终端约束条件,在可行区域规划伴随卫星的飞行轨迹;引入动态逆的思想,根据伴随卫星飞行轨迹反推相应的控制量;最后,分析了伴随卫星轨迹在控制上的可行性,并分析了整体机动轨迹最优性性能。仿真分析表明,该方法计算量小,能满足整体机动的任务要求。
     

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：     

基于改进Gauss伪谱法的探月返回器跳跃式再入轨迹优化设计

基于改进的Gauss伪谱法,研究了探月返回器跳跃式再入轨迹优化设计问题.首先给出了探月返回器再入轨迹优化问题的三维模型.然后针对探月返回器配平攻角飞行的特点,考虑到实际倾侧角反转机动不可能瞬时完成,对单一控制变量倾侧角的变化范围进行合理限制,并以总吸热量为性能指标,设计了满足过载和驻点热流约束的小升力体大航程跳跃式再入轨迹.最后基于该优化算法,将返回器在各相同初始条件下发生跳跃和不发生跳跃时的最大航程进行比较,并求解得到在不同升阻比和存在不同程度大气密度偏差时不发生跳跃的再入轨迹最大航程和过载峰值,以分析跳跃式轨迹在扩大小升力体再入航程方面的优势.     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹在线生成算法设计

高超声速滑翔飞行器具有再入走廊狭窄、机动能力强和再入制导实时性要求高的特点。针对再入走廊多约束问题,分析了不确定因素下再入走廊约束转化成倾侧角约束的问题。利用禁飞圆切线法预测总航程,结合航向角误差走廊控制横向突防轨迹,设计了三维耦合突防轨迹在线生成方法。仿真结果表明,迭代2~3次即可获得满足约束条件的大范围机动再入轨迹。     

基于微分平滑的欠驱动刚性航天器时间最优轨迹规划研究(英文)

针对非轴对称欠驱动航天器提出了一种新的基于微分平滑特性的时间最优轨迹规划算法。首先,在控制输入受限的约束条件下,对给定的初末姿态,选取航天器机动时间最短为待优化的性能指标。其次,在欠驱动航天器的非受控轴上引入虚拟控制输入,扩展系统的平滑特性,从而使得系统的姿态和控制输入变量均可由平滑输出函数及其各阶导数代数表征;同时为保证优化问题的等价性,引入虚拟控制输入始终为零的附加等式约束。进一步,利用伪谱法离散系统的平滑输出函数,将优化问题最终转化为一个低维的,仅含有代数约束的非线性规划问题,且无需积分求解系统的动态力学方程。仿真结果表明该算法不仅能够有效地减少优化所需的时间,而且运算精度较高。     

轮控小卫星姿态大角度机动递阶饱和控制器设计

针对采用反作用飞轮的小卫星姿态大角度机动控制，在反作用轮输出力矩受限、速率饱和的约束条件下，采用递阶饱和方法，即限制卫星每次姿态机动的最大偏差，对姿态偏差进行逐次消除。在毋需获知最优机动轨迹规划的情况下，可用于卫星任意时刻的姿态捕获和机动控制。数学仿真结果表明，本文设计的控制算．去能够实现快速姿态机动任务，具有良好的鲁棒性。     

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。     

火星大气进入轨迹伪谱凸优化设计方法

为解决火星大气进入末端高度最大化问题,提出Legendre伪谱凸优化(LPCP)方法进行求解.首先以纵向航程角为自变量建立火星进入模型,从而将末端时间自由问题转化为末端纵向航程角固定问题,避免优化末端时间;同时相比基于能量的模型,不必已知末端高度和速度,因此可以求解末端高度最大化问题.然后将状态微分方程在Legendr...     

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。     

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。     

RBCC可重复使用运载器上升段轨迹优化设计

针对火箭基组合动力(RBCC)可重复使用运载器(RLV)轨迹多段、多控制变量、推力与飞行轨迹耦合,飞行轨迹设计困难的问题,提出了基于高斯伪光谱方法的数值优化求解模型和求解方法,并获得满足要求的上升段燃料最省轨迹。将该轨迹分为3部分,分别由引射火箭、亚燃冲压和超燃冲压发动机提供动力,以攻角和燃料秒流量为控制变量,根据轨迹任务和各模态发动机启动及工作条件建立优化模型、设定各段末端和路径约束,利用高斯伪谱法求解最优轨迹并利用特殊方法计算边界控制变量。通过与传统方法所得轨迹的对比表明,所建立的优化模型和方法可快速求解出RBCC运载器上升段最优轨迹,优化结果符合RBCC运载器工作特点。     

基于Gauss伪谱法的助推-滑翔飞行器多阶段约束轨迹优化(英文)

在同时存在路径约束和边界条件时确定助推-滑翔飞行器的最优运动轨迹是近年来的热点问题。本文讨论了助推-滑翔飞行器的具有最大纵向航程和横向航程的两种最优轨迹。Gauss伪谱法是由Benson和Huntington提出的,在求解复杂的最优控制问题时有较快的收敛速度并能提供高精度的解。文中介绍了该方法并利用其将轨迹优化问题变换为可由NLP求解器进行数值求解的非线性规划问题。文中还介绍了其它相关的技术,例如端点控制的计算方法、处理包含奇异弧段的多阶段问题的处理方法、获得初始猜测值的方法和验证结果的方法等。仿真结果可以说明在给定的热流、过载和动压约束下最优轨迹的若干关键特性。通过优化和仿真计算,同时证明了此方法的实用性和有效性。     

带有控制变量变化率约束的伪谱轨迹优化方法

基于伪谱法提出一种能够求解带有控制变量变化率约束的轨迹优化方法。首先,应用伪谱法将轨迹优化转化为非线性规划;其次,引入有限差分法将控制量变化率约束转化为相邻离散点处控制量的线性约束;然后,应用非线性规划算法求解带有线性约束的非线性规划;最后,采用带有控制量变化率约束的轨迹优化问题对方法进行了验证。仿真结果表明,此方法能够快速求解带有控制量变化率约束的轨迹优化问题,与引入控制量导数作为虚拟控制量的传统控制量变化率约束处理方法相比,此方法计算量更小,并且避免了虚拟控制量振荡问题,更容易收敛,综合效果是能够将优化耗时减少大约80%。