基于粒子群算法优化双脉冲绕飞问题

以Hill方程为基础对圆轨道近距离双脉冲绕飞优化问题进行研究.首先给出双脉冲绕飞的优化模型并推导分析得出待优化的变量,同时构造了燃耗和时间加权的性能指标函数并考虑安全约束,然后设计了粒子群优化算法对绕飞过程进行优化,最后通过对-V-bar到＋V-bar、＋ R-bar、＋H-bar的绕飞进行仿真获得燃耗和时间加权最优的安全绕飞轨迹,与遍历寻优结果一致,由此验证了粒子群优化算法的有效性.     

对异面椭圆轨道目标航天器的长期绕飞轨迹设计与控制

研究了绕飞卫星对异面椭圆轨道目标航天器进行长时间绕飞观测的轨道设计与控制问题。首先建立了适用于目标航天器运行在椭圆轨道上的长期绕飞轨迹设计模型;得到了绕飞轨迹以目标航天器为中心且保持封闭的条件。然后,考虑绕飞轨迹安全性和完成任务的相对距离需求,针对具体目标设计了长期绕飞观测轨道。绕飞过程中存在的摄动和误差影响会使绕飞轨迹不能保持封闭,不满足任务需求,为此采用双脉冲方法对绕飞轨迹进行控制。仿真结果表明,对运行在异面椭圆轨道上的目标航天器,所建立的绕飞轨迹设计模型和轨迹控制方法可以用于长期绕飞轨迹设计与控制中。     

交会对接绕飞段临界安全轨迹研究

以Hill方程为基础对圆轨道近距离双脉冲绕飞安全策略进行研究.首先给出双脉冲绕飞的模型,通过仿真遍历得到不会进入球形安全区的绕飞轨迹,然后绘制出这些安全的绕飞轨迹所对应的绕飞时间、燃料消耗、追踪器与目标器的初始距离三个量之间的关系曲面,进而得到临界安全条件下的关系曲线并拟合出关系表达式,最后对拟合误差进行分析发现导致轨迹偏离的程度很小.     

交会对接绕飞段临界安全轨迹研究

以Hill方程为基础对圆轨道近距离双脉冲绕飞安全策略进行研究.首先给出双脉冲绕飞的模型,通过仿真遍历得到不会进入球形安全区的绕飞轨迹,然后绘制出这些安全的绕飞轨迹所对应的绕飞时间、燃料消耗、追踪器与目标器的初始距离三个量之间的关系曲面,进而得到临界安全条件下的关系曲线并拟合出关系表达式,最后对拟合误差进行分析发现导致轨迹偏离的程度很小.     

航天器受迫绕飞构型设计与控制

针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求,研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W(Clohessy-Wiltshire)方程的解析解,提出了双水滴拼接绕飞构型,并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计;推导了伴随航天器初始状态变量与绕飞构型形状参数的关系,得到了4种构型的解析表达式和脉冲控制策略。通过数值仿真算例验证了设计的4种绕飞构型能够实现伴随航天器的慢速绕飞和快速绕飞,比较了不同绕飞构型的燃料消耗和绕飞距离误差。数值结果表明,双水滴拼接绕飞构型总脉冲最小。研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。     

一种翻滚非合作航天器抵近绕飞避障轨迹规划和跟踪控制方法

针对空间无人在轨服务任务中翻滚非合作航天器抵近、绕飞和避障问题，在目标特征部位本体坐标系，建立了轨道和姿态相对运动模型.设计了抵近和绕飞策略，以抵近轨迹的燃料和时间最优为目标函数，考虑规避障碍物情况，结合动力学和路径等约束条件进行轨迹规划，最后采用高斯伪谱法对连续最优控制问题进行离散转化，对转化后的非线性规划问题进行求解，得出最优路径.同时基于轨道和姿态协同的六自由度轨迹跟踪误差模型，设计了全状态反馈轨迹跟踪控制律，在相对运动姿态和轨道模型的基础上，对控制过程进行了闭环仿真验证，结果表明了姿轨耦合轨迹跟踪控制律的有效性和稳定性.     

针对空间碎片捕获的绕飞轨道设计

地球轨道上日益增长的碎片云已引起各个航天国家的担忧,地球轨道上可编目的空间物体数量30多年内增长了2倍多,若不实施主动清除,碎片的数量将在未来200年内快速增长,给空间系统的安全带来极大的威胁。自然椭圆绕飞轨道可在目标附近长时间绕飞,可保证碎片捕获系统具有长时间的观测、捕获时间。文章提出通过设计绕飞轨道来实现捕获碎片的方案,介绍并分别推导了基于C-W方程和轨道根数两种方式绕飞轨道设计的方法。针对假想的捕获目标,基于轨道根数方法设计了5种脉冲变轨的轨道方案,并进行了相应的轨道算例仿真。仿真结果表明:该方案可适用于任意的初始相位差,具备一定的工程实现意义。     

基于粒子群算法的多脉冲转移轨迹优化

通过引入Lambert算法处理终端约束条件,建立基于可行解迭代的多脉冲转移轨迹优化模型,采用粒子群算法优化最省燃料转移轨道,并对分别采用变轨点真近点角和变轨时刻作为设计变量的优化结果进行了对比分析.对相同的两脉冲、三脉冲轨道转移问题,优化结果验证了提出的优化模型和优化算法的正确高效性.仿真表明,使用变轨点真近点角为设计变量时优化效率和结果更好.     

有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制

基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.      

基于螺旋伴飞式航天器交会控制技术

首次提出以螺旋伴飞式实现航天器交会的思路.在两航天器符合绕飞条件的前提下,从相对运动的Hill方程出发,首先推导出实现螺旋伴飞式交会的相对位置反馈控制律,这种相对位置反馈控制表明,航天器在交会过程中可以在只有相对位置测量条件下进行工作,因而具有一定的工程指导意义;进而,对螺旋伴飞式交会控制律的特点进行了分析,同时给出了稳定性分析与能量估算,分析表明这种交会控制技术,其控制具有较好的稳定性,且消耗能量较小;最后,通过一个空间圆绕飞轨道的伴星回收实例,给出了控制加速度的特性图和螺线回收轨迹图.仿真结果证明,伴星螺线回收轨道是可行的,并且具有优良的特性.      

基于双二体模型的月球探测器返回轨道初步设计及特性分析

双二体模型是深空探测初步轨道设计普遍采用的假设.本文针对月球探测器从月球驻留轨道返回的任务,对直接返回型轨道和间接返回型轨道,建立了基于直观六参数的返回轨道模型.通过对直观六参数及出口点时刻这些可选参数的分析,得到了约束条件和可选参数的定性关系,易于搜索满足要求的返回轨道.最后针对两种返回轨道类型的算例表明该方法是有效的.     

基于进化策略的月球软着陆探测器轨道设计

应用进化策略和微分修正法建立了一套多约束、多目标条件下的月球软着陆轨道设计方法. 根据中国发射场和火箭运载的实际情况, 给出了软着陆轨道需要满足的过程约束及终端条件, 提出了利用进化策略进行轨道初步设计,通过微分修正法对初步设计结果进行修正的软着陆轨道设计思路, 并采用STK进行了仿真和结果验算. 分析表明, 基于进化策略的初步设计能够为微分修正提供良好的初值, 保证了其收敛性. STK仿真结果验证了设计思路的有效性及结果的正确性. 本文提出的方法能够为月球软着陆轨道设计提供参考.      

空间交会接近与绕飞设计

文章研究了空间交会接近与绕飞的设计方法, 给出V-bar转移的一般解, 适合任意转移时间。对V-bar至R-bar或H-bar的转移, 设计了不同转移方式, 以满足轨迹界角、转移时间、速度增量、制导方法等方面的要求, 为空间交会总体设计提供依据。     

一类禁飞区后方安全撤离轨迹的设计方法研究

对交会对接过程中目标航天器后方的一类安全撤离轨迹进行研究，针对长方形禁飞区提出两类撤离模式，并分析与禁飞区最可能相交的点的特征，通过两个定理给出这两类撤离模式自由漂移轨迹安全的充分必要条件．最后针对实际问题提出撤离方案，给出两组仿真算例，仿真结果验证了撤离方法的正确性和撤离方案的可行性．     

Parameterized design of abort trajectories with a lunar flyby for a crewed mission

This article proposes an analytical preliminary design method for abort trajectory with a lunar flyby and the trajectory ergodic representation based on parameterization, as well as their application in studying the abort trajectories’ characteristics. First, by introducing two parameters, the perilune altitude and the perilune transfer time, the preliminary solution is developed parametrically using pseudostate theory to connect two special Lambert processes. The fast convergence of the improved differential correction under the high-fidelity gravity field verifies the accuracy of the proposed preliminary design method. Next, the two parameters are regarded as a set of variables to define an abort trajectory. Based on this, an ergodic representation of the abort trajectory with a certain abort time is yielded using the proposed design method, which offers a global view of the feasible abort trajectories. In addition, the influences of some factors on the performance of these abort trajectories are investigated based on the proposed design method and ergodic representation. The simulation results show that the abort time and the transfer time of the nominal trajectory significantly affect the ergodic representation and characteristics of the abort trajectory.     

一种小推力借力飞行转移轨道初始设计方法

提出一种基于正弦指数函数的小推力借力飞行转移轨道初始设计方法。建立极坐标形式的正弦指数函数表达式,用于模拟小推力转移轨道,并用绕圈参数和飞行路径角对转移轨道的参数进行表征;在约束条件下对转移轨道参数进行离散化处理,求解转移轨道与目标星投射轨道在参考面内的交点,计算到达目标轨道时刻的极角,进而得出小推力转移轨道的初始设计参数;设计了地球—木星的火星借力小推力转移轨道,仿真结果验证了该方法在小推力转移轨道初始设计中的快速性与准确性。     

A lunar cargo mission design strategy using variable low thrust

A design technique for a near optimal, Earth–Moon transfer trajectory using continuous variable low thrust is proposed. For the Earth–Moon transfer trajectory, analytical and numerical methods are combined to formulate the trajectory optimization problem. The basic concept of the proposed technique is to utilize analytically optimized solutions when the spacecraft is flying near a central body where the transfer trajectories are nearly circular shaped, and to use a numerical optimization method to match the spacecraft’s states to establish a final near optimal trajectory. The plasma thruster is considered as the main propulsion system which is currently being developed for crewed/cargo missions for interplanetary flight. The gravitational effects of the 3rd body and geopotential effects are included during the trajectory optimization process. With the proposed design technique, Earth–Moon transfer trajectory is successfully designed with the plasma thruster having a thrust direction sequence of “fixed-varied-fixed” and a thrust acceleration sequence of “constant-variable-constant”. As this strategy has the characteristics of a lesser computational load, little sensitivity to initial conditions, and obtaining solutions quickly, this method can be utilized in the initial scoping studies for mission design and analysis. Additionally, derived near optimal trajectory solution can be used as for initial trajectory solution for further detailed optimization problem. The demonstrated results will give various insights into future lunar cargo trajectories using plasma thrusters with continuous variable low thrust, establishing approximate costs as well as trajectory characteristics.     

智能监控场景中运动目标轨迹聚类算法

轨迹分析是视频监控场景理解的基础,但由于遮挡等原因,跟踪过程会出现不完整的噪声轨迹,导致分析结果不准确.针对此类问题利用改进的轨迹相似度度量和聚类方法进行场景区域分割.首先,对轨迹进行编码,提出利用轨迹的空间特征和速度方向特征改进相似性度量方法计算轨迹间距离;其次,采用改进的层次聚类算法,以该类最长轨迹作为运动物体行为模式代表,将在空间上接近且具有相似速度特征的轨迹划分为同一场景区域,得到符合实际情况的聚类结果.本算法无需对轨迹进行复杂的预处理或过滤,并且加入速度方向特征使区域划分更加合理.最后,在真实场景下,验证了该聚类算法的有效性和普遍适用性.     

高超末段机动突防/精确打击弹道建模与优化

针对高超声速飞行器再入末段机动突防、精确打击问题,从最优控制角度出发,提出了一种考虑拦截弹动力学特性的最优机动突防弹道优化方法,获得了高超声速飞行器的最大机动能力。该方法将拦截弹运动模型引入突防弹道优化的模型中,通过施加约束限制拦截弹按照比例导引律飞行。根据飞行任务和交战双方的弹道特点分段,结合各段的任务和特性,分别提出了突防性能指标和精确打击性能指标等,并通过加权函数将各个独立、矛盾的性能指标统一,建立了多对象、多段、多约束机动突防弹道优化模型,采用Radau多段伪谱法（MRPM）进行求解。针对该问题求解的初值敏感、可行域窄等问题,提出了一系列弹道优化策略,提高了收敛速度和求解精度,最终获得了最优机动弹道,并通过协态映射原理对其最优性进行了验证。结果表明,该方法能充分发挥高超声速飞行器的机动能力,获得满足落点精度要求的突防弹道,相对已有方法,将脱靶量提高了1~2个量级。灵敏度分析表明,该弹道对拦截弹的发射时间不敏感。      

Multiple Sun–Earth Saddle Point flybys for LISA Pathfinder

LISA Pathfinder is an ESA mission due to be launched in the next two years. The gravity gradiometer onboard has the sensitivity required to test predictions by gravitational theories proposed as alternatives to Dark Matter such as TeVeS. Within the Solar System measurable effects are predicted only in the vicinity of gravitational saddle points (SP). For this reason it has been proposed to fly LPF by the Earth–Sun SP, at some 259,000 km from Earth. This could be done in an extension to the nominal mission which uses a Lissajous orbit about the Earth–Sun L1 point. The responsibility for LPF mission design lies with ESA/ESOC, who have designed the transfer trajectories, orbits about L1, and station keeping strategies. This article describes an analysis performed by Astrium to support a suggestion for a possible mission extension to a saddle point crossing. With only very limited fuel availability, reaching the saddle point is a significant challenge. In this article, we present recent advances in the work on trajectory design. It is demonstrated that reaching the SP is feasible once the LPF mission is completed. Furthermore, in a significant enhancement, it is demonstrated that trajectories including more than one SP flyby are possible, thus improving the science return for this proposed mission extension.