基于模糊逻辑的组合导引律

攻击大机动目标的组合导引律由比例项和前置角项组成,可以得到平直的末段弹道,但通常不能保持在大范围攻击情形下均有效。本文在组合导引律的基础上,设计一种新颖的模糊逻辑控制器,采用视线变化率和前置角偏差为输入变量,通过规则库嵌入专家经验,实现智能改变组合导引律中的系数。通过仿真验证,相对于组合导引律,此方法在大范围攻击情形下弹道更平直,脱靶量更小。     

One optimization problem for trajectories of spacecraft rendezvous mission to a group of asteroids

The optimization problem is considered for the trajectory of a spacecraft mission to a group of asteroids. The ratio of the final spacecraft mass to the flight time is maximized. The spacecraft is controlled by changing the value and direction of the jet engine thrust (small thrust). The motion of the Earth, asteroids, and the spacecraft proceeds in the central Newtonian gravitational field of the Sun. The Earth and asteroids are considered as point objects moving in preset elliptical orbits. The spacecraft departure from the Earth is considered in the context of the method of a point-like sphere of action, and the excess of hyperbolic velocity is limited. It is required sequentially to have a rendezvous with asteroids from four various groups, one from each group; it is necessary to be on the first three asteroids for no less than 90 days. The trajectory is finished by arrival at the last asteroid. Constraints on the time of departure from the Earth, flight duration, and final mass are taken into account in this problem.     

带落速落角约束的高超声速飞行器俯冲轨迹规划方法

针对高超声速飞行器俯冲段精确打击任务需求,提出了一种能够同时满足落速与落角约束的轨迹规划方法。建立了两段式轨迹规划策略,第一段采用参数化控制剖面调节飞行速度,第二段采用传统偏置比例导引律实现落角控制。将控制剖面的参数设计分解为多参数优化与单参数搜索两个问题：通过离线求解可行初始位置范围最大的多参数优化问题,提高控制剖面对初始偏差的适应性;通过在线求解带罚函数的单参数搜索问题,得到落速偏差最小的俯冲轨迹。结合高超声速飞行器模型,对所提出的俯冲轨迹规划方法进行了仿真。结果表明,该方法能够得到满足落速与落角约束的俯冲轨迹,具有较好的求解效率,且对初始状态偏差具有较强的鲁棒性。     

共面快速受控绕飞轨迹设计与控制

绕飞运动在航天器在轨服务与在轨支援、辅助航天员舱外活动、航天器编队飞行、空间交会对接等空间活动中具有重要应用。分析了快速受控绕飞的可行性和主要过程，建立了适用于目标航天器运行在圆轨道上的共面快速绕飞和进入绕飞与退出绕飞的轨迹设计模型，采用多速度脉冲控制方法和等角度，等时间控制方式对绕飞轨迹进行控制。仿真计算结果表明所提出的快速受控绕飞轨迹设计模型和控制方法可以实现对圆轨道目标航天器的共面快速受控绕飞。     

末修火箭弹抛物线比例导引的特性

基于抛物线比例导引原理,详细分析了弹道修正所需求的脉冲数。结合抛物线比例导引特性,对规定落角进行了理论分析与仿真。结果表明,规定落角越大,脉冲需求数越小,对规定落角的敏感性越大,落点修正距离会越小。提出了确定规定落角的基本原则:弹道修正段前期,规定落角主要由目标点位置决定,可根据火箭结构特点和使用环境特性,采用非线性控制系统确定;弹道修正段末期,规定落角对落点影响较小,可结合战技指标中毁伤效能要求确定。     

一种攻击大机动目标的组合导引律

在分析经典导引律和现代导引律内在联系的基础上,利用有限可获的制导信息,提出了一种新的组合导引律,由比例项和前置角项组成,力图综合经典导引律和现代导引律的优点,结构简单,易于工程实现,并在基于目标大机动规避的假设下给出了机理解释;通过仿真验证,此方法具有末段弹道平直的优点。     

微分对策制导规律与改进的比例导引制导规律性能比较

本文根据现代战争敌我双方对抗格局 ,提出了防空导弹拦截高速大机动目标 ,采用微分对策强迫奇异摄动方法零阶组合反馈解析解制导规律。这种制导规律只需要导弹和目标的位置、状态变量和法向过载的测量量 ,易于弹上实时实现。为了证明该制导规律的良好性能 ,文中给出了另一种改进的比例导引制导规律 ,并以某防空导弹为研究背景 ,对两种制导规律的性能进行了比较。结果表明微分对策制导规律的弹道参数特性比改进的比例导引制导规律好得多     

Conditions of the Maximum Principle in the Problem of Optimal Control over an Aggregate of Dynamic Systems and Their Application to Solution of the Problems of Optimal Control of Spacecraft Motion

The necessary first-order conditions of strong local optimality (conditions of maximum principle) are considered for the problems of optimal control over a set of dynamic systems. To derive them a method is suggested based on the Lagrange principle of removing constraints in the problems on a conditional extremum in a functional space. An algorithm of conversion from the problem of optimal control of an aggregate of dynamic systems to a multipoint boundary value problem is suggested for a set of systems of ordinary differential equations with the complete set of conditions necessary for its solution. An example of application of the methods and algorithm proposed is considered: the solution of the problem of constructing the trajectories of a spacecraft flight at a constant altitude above a preset area (or above a preset point) of a planet's surface in a vacuum (for a planet with atmosphere beyond the atmosphere). The spacecraft is launched from a certain circular orbit of a planet's satellite. This orbit is to be determined (optimized). Then the satellite is injected to the desired trajectory segment (or desired point) of a flyby above the planet's surface at a specified altitude. After the flyby the satellite is returned to the initial circular orbit. A method is proposed of correct accounting for constraints imposed on overload (mixed restrictions of inequality type) and on the distance from the planet center: extended (nonpointlike) intermediate (phase) restrictions of the equality type.     

一种考虑追踪器速度变化的最优导引律

从考虑追踪器速度的大小和方向变化以及目标速度变化方面入手 ,以最优控制理论和飞行力学原理为基础 ,推导出一种考虑追踪器速度变化的最优导引律—变系数比例导引律 ,同时给出一种计算剩余时间的新方法—剩余时间函数法。对要求垂直入射的情况 ,设计了满足入射角度要求的导引律。仿真结果表明 ,应用本文的导引律在制导过程中能量消耗少 ,制导精度高 ,脱靶量小 ,其性能远优于常系数比例导引律     

景象匹配辅助导航系统中的精确图象匹配算法研究

景象匹配辅助导航系统需要在获取飞行器位置偏差的同时获取飞行器相对预定航迹的航向偏差，即获取实测图相对于参考图之间的旋转变换参数。为此，将最小二乘原理引入景象匹配辅助导航系统以获取图象匹配时的旋转变换参数。由于最小二乘原理只能用于一一对应点集的匹配，为此，在给出实时确定图象特征点集一一对应关系方法的基础上引入了最小二乘原理以计算该图象一一对应点集之间的最优相似变换参数，从而构成了应用于景象匹配辅助导航系统的精确图象匹配算法。仿真结果表明，本文研究的精确图象匹配算法在对50个一一对应点对匹配时可以在0．1秒以内完成，且相似参数计算准确，满足了景象匹配辅助导航系统对图象匹配算法准确性和实时性的性能要求。     

反舰导弹基于虚拟目标的大空域变轨弹道设计

基于虚拟目标的概念,设计了一种适合于三维空间情况的简单的比例 导引律。利用该导引律引导反舰导弹去追踪空间的虚拟目标,可以使反舰导弹 实现大空域变轨弹道。采用大空域变轨弹道有利于发挥反舰导弹的机动能力, 增加飞行弹道的多变性,从而提高反舰导弹的突防能力。最后,通过弹道仿真证 明了所提出的比例导引律是很有效的。     

可重复使用运载器的再入制导(英文)

提出了一种针对可重复使用运载器的再入制导算法。算法可分为轨迹规划算法和轨迹跟踪算法。较之经典的规划阻力的航天飞机制导方法,此算法最显著的特点在于轨迹规划与轨迹跟踪都直接在高度-速度空间里进行。在规划算法中,所有的轨道不等约束都可用高度-速度空间里的上下边界来表示,之后基于此边界采用线性化插值的方法来产生标称轨迹族,最后根据末端约束(末端能量管理)和航程约束来选择所需的标称轨迹。跟踪算法则采用反馈线性化来跟踪此标称轨迹进而满足所有的约束条件。此算法另一有别于传统方法的特点在于算法可使用一个航迹角控制器来增加航程,以满足大航程需要。适当地结合规划-跟踪算法和航迹角控制器可给再入制导带来极大的灵活性和适应性。另外,算法对各种建模误差与噪声的鲁棒性经验证也是符合要求的。     

J2项摄动条件下线性化的编队卫星动力学方程

考虑J2项摄动力对参考卫星轨道的绝对影响和对伴随卫星轨道的相对影响,应用拉格朗日方法,在笛卡尔坐标系下,给出了一组考虑J2项摄动的线性化的编队卫星相对动力学方程。该方程考虑了J2项摄动力带来的相对运动平面内外的耦合和短周期项的影响,有效地提高了相对动力学模型的精度。仿真结果表明,该方程组可有效地描述J2项摄动条件下编队卫星的相对运动,其误差只有二体非线性模型的10%,利用其设计的水平圆编队半径的相对误差不超过1%,并且由于是线性化的微分方程描述,可方便地应用到编队卫星导航、制导与控制系统的设计中。     

速度信息缺失的平动点轨道交会预设性能控制

以平动点轨道的交会对接为研究背景，基于高阶积分链微分器和预设性能控制理论提出了一种仅需相对位置信息的平动点轨道近程交会控制律。首先利用高阶积分链微分器估计两航天器的相对速度状态，并设计预设性能控制器使得两航天器的相对运动状态在预设的边界内渐近收敛到期望状态。然后利用李雅普诺夫函数证明相对运动状态存在扰动时控制器的稳定性。该方法为闭环控制，且与模型无关，容易在线操作。仿真结果表明，在平动点轨道航天器存在未知扰动以及导航制导等不确定的情况下，利用所提交会控制律能够实现追踪航天器与目标航天器交会任务的高精度实时控制，具有较强鲁棒性。     

遗传算法在载人飞船返回轨道一体化设计中的应用

载人飞船返回再入轨道设计的主要任务是确定出标准返回轨道和再入制导规律。遗传算法具有全局寻优的特点，适合于工程设计的要求。文章探讨采用遗传算法实现飞船返回轨道的一体化设计，并给出飞船返回轨道设计步骤。     

Autonomous navigation and guidance system for low thrust driven deep space missions

Presented herein is a concept of an Autonomous Navigation & Guidance System for electrically propelled deep space missions, including hardware configuration, algorithms for autonomous navigation and guidance, and estimates of potential guidance precision and mass consumption. This concept is actually a unified Navigation, Guidance and Attitude Control system. The unification is imposed by strong coupling between the orbital motion and the spacecraft attitude characteristic of low thrust space flights. The sensor set of the system consists of an optical instrument (Coupled Sun Star Tracker), and a block of four vector accelerometers. The propulsion subsystem is a set of nearly parallel Hall thrusters rigidly attached to the spacecraft body. The final stage of data processing is combining the thrust and torque programs and generating power and mass rate shares for every thruster. An end-to-end computer simulation provides guidance accuracy estimates versus the navigation data precision, flight time and available maximum thrust. Terminal guidance errors of a few tens of km in position and a few tens of cm/s in velocities are predicted under plausible assumptions on system parameters. Mass expenditures for the control are typically below one percent of total fuel mass budget.     

空间快速响应航天器轨道/弹道一体化规划

以空间应急响应任务为背景,采用轨道/弹道一体化规划设计方法,实现空间快速响应航天器全程飞行轨迹规划。在分析弹道设计参数对轨道参数影响性的基础上,将弹道规划分为程序角参数设计和发射诸元参数设计,采用改进的粒子群算法和牛顿迭代法进行混合优化求解。算例表明,使用混合优化求解方法收敛速度快,迭代次数少,易于工程实现,能满足一体化任务规划的快速性要求,可为空间快速响应航天器设计提供理论参考。     

全太阳系深空探测轨迹全局优化(英文)

针对太阳系中全部的248997颗行星的探测问题,给出了一种关于探测飞行器的深空探测全局四维轨迹(t,x,y,z)优化方案,即飞行器从地球发射进入太阳系并采用小推力控制,优化方案的性能指标为飞行器与太阳系中全部行星中相遇和交会的星的数量最多并且燃料消耗最少。本方案给出了四维飞行轨迹进行全局优化的一套算法,该算法由搜索算法和四维轨迹优化算法组成。此搜索算法从太阳系的248997颗行星中寻找获得尽可能多的经过近地球3维走廊内的行星;而四维轨迹优化算法由改进的动态规划算法、基于最优控制理论的共轭梯度算法和静态参数优化算法组成,其中静态参数优化算法用于搜索最优发射时间窗口。基于该组合算法,通过长时间的大规模的飞行数字仿真,最终计算出探测器的四维最优飞行轨迹,在一年内路过了太阳系中全部行星中的12颗行星。     

Online generation of quasi-optimal spacecraft rendezvous trajectories

A direct method for rapid generation of combined time-propellant near-optimal trajectories of proximity maneuvers of a chaser spacecraft required to dock a target one, with predetermined thrust history along a master direction, is presented. The predetermined thrust history is generated by applying the Pontryagin maximum principle. The new direct method, already implemented and tested on board real aircraft, is based on three concepts: high-order polynomials as reference functions, preset on–off sequence of a master control, and reduction of the optimization problem to the determination of a small set of parameters. Presetting the master control, the remaining controls act as slaves, guarantying the chaser to move along the desired path. Seeking of the optimum strategy is transformed into a nonlinear programming problem, and then numerically solved through an ad hoc algorithm in accelerated time scale. Examples are reported to prove the rapidness of the approach to generate a sub-optimal docking trajectory.     

实时微分控制的算法研究

实时微分控制是进行航天器轨道控制的主要方法。本文在费景高所提出的算法基础上 ,提出了一种有效的改进算法 ,扩大了算法的适用范围。文章对算法的稳定性进行了研究 ,并给出了此算法在弹道导弹显式制导中的应用实例。