一种月球表面飞跃转移轨迹设计方法

针对飞跃器在月球表面飞跃转移轨迹设计问题，提出了基于凸优化方法的整个飞跃过程燃料最优轨迹设计方法。与经典凸优化方法对轨迹分段求解后再拼接得到全轨迹设计的方法不同，在假设垂直上升、着陆时间固定条件下，根据实际工程需要对轨迹进行了分段设计约束，利用黄金分割法搜索上升着陆时间，通过将原问题转化为求解一个二阶锥问题得到了全飞行过程燃料最优轨迹，解决了经典方法中分段最优但全任务过程非最优的问题。仿真结果表明，在同样满足分段约束情况下，分段凸优化方法采用不同垂直起降速度约束时燃耗分别为25.7207kg和 25.3903kg，而全程凸优化方法的燃料消耗为24.9682kg，优于分段凸优化的结果。     

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。     

GEO卫星快速发射入轨定点控制方法

提出了一种GEO卫星快速发射入轨定点方法,运载火箭将卫星发射进入GTO轨道后,由上面级或卫星自身在48h内快速定点到GEO轨道任意指定定点位置。考虑时间、测控等约束,在选定变轨策略基础上,以燃料消耗最小为目标,优化给出了快速入轨定点标称轨迹。采用无奇异的春分点根数描述轨道运动,基于最小二乘法给出了航天器在有限推力条件下变轨的闭环显式制导方法,控制航天器沿标称轨迹飞行。仿真算例表明,采用该变轨策略、轨道优化设计方法和制导律,可以完成GEO卫星快速入轨定点控制。     

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.      

火星软着陆能量最优制导律转移能力分析

着陆器在动力下降段的转移能力是影响定点软着陆的重要因素。文章从转移能力的角度出发,研究火星软着陆动力下降段能量最优制导律,分析燃料质量系数、时间权重以及不同初始高度和速度对转移能力的影响。由于能量最优制导律不能保证满足路径约束,因此对于确定的着陆器初始状态,着陆器转移能力不仅与燃料质量系数有关,还受到制导律本身的制约。当转移距离超过一定的界限时,尽管燃料充足,着陆轨迹会进入地表以下,造成任务失败。时间权重是能量最优制导律的关键参数,既影响燃耗,也影响着陆轨迹的形状。实际工程任务中,为实现燃料的充分利用,需根据着陆器状态调整制导律中的时间权重。本文给出了最优时间权重的确定方法,实现了一定燃料质量系数下的最大转移能力。     

多冲量近程交会最优化模型

文章基于Lawden方程对椭圆参考轨道的近程最优交会问题进行了研究,并提出了一种混合遗传算法求解最优近程交会问题。首先在一定假设条件下给出了目标在椭圆参考轨道的近距离相对运动模型——Lawden方程,构建了多脉冲最优交会问题模型并进行了理论分析。性能指标选为轨道交会过程中燃料消耗和时间消耗加权最小的多目标优化指标,优化参数为脉冲大小和脉冲施加时刻,终端状态受到相对位置和相对速度的约束。然后介绍了具有较强全局和局部寻优能力的混合遗传算法。最后以四脉冲为例进行仿真计算。仿真结果表明,是否考虑第一次脉冲位置,总燃料消耗变化不明显。因此,追踪航天器一旦捕获到目标信息即可施加第一次脉冲。仿真结果还证明了混合遗传算法在求解最优交会问题时的有效性。因此,混合遗传算法对基于Lawden方程的椭圆参考轨道近程最优交会问题的求解可行。     

探测器月面起飞稳定性边界条件研究

探测器起飞稳定性是上升器月面起飞的重要性能指标,研究其特性对上升器返回地面具有重要的意义。选择上升器起飞稳定性主要影响因素,结合优化拉丁超立方试验设计方法和径向基神经网络建立了上升器起飞过程动力学近似模型,定量地判定出姿态角位移、姿态角速度对各影响因素的敏感程度。以上升器的姿态角位移和角速度分别为5°和5（°）/s为稳定判定条件,给出了单个影响因素的取值边界。编写了上升器起飞稳定性多因素边界条件分析程序,采用三维空间的方式建立了上升器起飞稳定性边界条件表达式,并以样例确定了起飞稳定性边界条件。     

综合热力学模型的平流层飞艇上升轨迹优化

针对平流层飞艇的上升轨迹优化问题,综合热力学模型进行了研究.主要分析了飞艇基本热力学行为,研究了蒙皮及内部气体的能量方程并建立了详细的飞艇动力学和运动学模型.在热力学、动力学和运动学分析的基础上,建立了以飞行时间为优化目标的平流层飞艇的轨迹优化模型.利用直接配点法将轨迹优化问题转化为非线性优化问题,再通过非线性求解器SNOPT(Sparse Nonlinear Optimizer)对不同场景的问题进行最优化轨迹求解.优化结果表明:热力学效应对优化轨迹有较大影响,在上升过程中,太阳能辐射为主要影响因素,另外风场也对换热量有一定影响.     

基于伪谱法的小天体最优下降轨迹优化方法

针对小天体着陆探测下降阶段的多约束轨迹优化问题,基于Gauss伪谱法进行了燃耗最优下降轨迹优化设计,得出了燃耗最优下降轨迹。建立了小天体下降轨迹优化问题的最优控制问题模型,采用Gauss伪谱法进行离散化,转化为非线性规划问题进行了求解。数学仿真结果显示:优化结果符合各项约束条件,以零速度到达了目标着陆点,且符合燃耗最优的优化目标。利用Gauss伪谱法进行小天体最优下降轨迹优化,计算速度快,求解精度高。     

基于凸优化和LQR的火箭返回轨迹跟踪制导

可重复使用运载火箭动力减速段制导, 面临各种苛刻的过程约束、终端约束及燃料最省的迫切需求, 给制导带来巨大挑战。因此, 提出一种基于分段凸优化和线性二次调节器(LQR)的轨迹跟踪制导律。采用分段凸优化方法对火箭基准速度进行跟踪, 大幅简化了优化模型从而降低凸优化求解的计算量, 同时确保火箭在各种初始误差和模型误差的情况下燃料最省。采用LQR方法实现对火箭飞行位置轨迹的高精度跟踪, 抵抗各种误差和干扰的影响。仿真结果表明:相对于传统的LQR跟踪制导方法, 所提方法能大幅减少燃料消耗, 且在各种误差和干扰下具有较高的轨迹跟踪精度和较强的抗干扰能力;相比于现有的滚动凸优化方法, 所提方法能显著降低求解计算量, 且方法可靠性更高。      

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.     

时间与燃料约束的参数自主寻优变轨滑模控制

航天器相对运动轨控采用滑模控制具有较好的抗扰能力，但参数设置复杂。为贴近工程实际，引入燃料最优约束和寻优算法，提出一种综合考虑时间、燃耗以及误差的参数自主寻优滑模控制。首先，基于线性相对运动方程与指数趋近的滑模控制，建立相对运动滑模控制器模型，并由能量最优的轨迹规划器给出收敛约束时间，实现高效机动；然后，分析滑模控制器中可调参数与时间、误差的约束条件，制定了参数量级寻优规则；最后，通过惯性权值改进的粒子群算法，将误差允许范围内的最少燃料消耗作为寻优评价标准，输出最优量级与系数组合的控制参数，实现滑模的最优控制。仿真表明，使用粒子寻优器得到的参数组合，可使滑模偏差控制器在规定时间内通过最小燃料消耗令位置与速度误差稳定收敛，增加航天器在轨寿命。     

登月舱上升段最优轨迹设计

为了实现登月舱上升段轨迹的优化,建立了上升段登月舱动力学模型,用单位归一化技术建立了最优控制模型,并以燃料消耗为最优指标,利用Pontryagin极小值原理,将问题转化为时间自由的两点边值问题 TPBVP 。采用了一种基于初值预估方法和向前扫描法求解TPBVP,从而设计出登月舱上升段最优轨迹,并进行了数值仿真。仿真结果表明所设计的算法收敛速度快、可靠性高。     

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。     

基于星下点机动的再入飞行器离轨规划

针对约束再入点地理位置的再入飞行器离轨问题,提出了一种基于星下点机动的离轨规划方法。再入飞行器的离轨轨道设计受到飞行器当前轨道状态和再入点参数的约束。首先,基于轨道飞行原理,建立了一般椭圆轨道冲量模型下离轨制动参数和再入点参数的关系,分析了最优离轨的推力施加原则;其次,在考虑地球自转的前提下,提出了直接离轨必要条件,针对约束再入点经纬度的问题,完善了利用非线性规划优化方法确定有限推力模型下离轨点位置的策略,同时给出了符合燃料最优目标的离轨制动参数;最后,探讨了一般情况下初始轨道不满足直接离轨必要条件时,为满足星下点约束而进行的轨道机动施加策略。      

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。     

基于冲量变轨原理的地球同步卫星有限推力变轨策略

  推力有限时,地球同步轨道卫星在远地点变轨的弧段很长,会导致较多的燃料消耗。基于冲量变轨原理,研究了地球同步轨道卫星远地点有限推力多次变轨问题,提出了具有星下点约束的最省燃料变轨方案,给出了每次变轨的推力方向和点火起止时刻及最优中间过渡轨道。仿真结果验证了该方案的有效性。     

月地转移轨道快速设计与特性分析

对采用直接大气再入方式的月地转移轨道,考虑大气再入界面参数和地面落点位置约束,提出了一种基于双二体模型的快速设计方法。该方法分为内外两层迭代循环,内层循环使月心段轨道和地心段轨道在月球影响球边界处连续,并采用Lambert问题与Newton-Raphson法相集合的方法求解满足再入角约束的地心段轨道参数;外层循环通过调整地心段轨道倾角和轨道置入时间使月地转移轨道满足地面落点位置约束。分析表明,存在四种类型的月地转移轨道满足大气再入界面约束,分别为降 降型、降 升型、升 降型和升 升型。在此基础上,对四种类型月地转移轨道的近地点地心距、置入分布点、再入点分布等特性进行了分析。仿真结果验证了所提出方法的有效性。     

连续常值推力机动分析与应用

连续常值推力机动是空间飞行常用的轨道机动方式。其中,小推力适合于地球轨道航天器交会机动,而切向或周向推力以及较大的正径向推力可用于脱离地球引力场的逃逸飞行,执行星际交会使命。应用常推力作用下的质心运动方程,对机动推力的量值没有限制;在航天器交会应用中,对相对距离也无要求。这种方法可直接获得向径、轨道速度等参数随时间或极角(绕地心的转动角)的变化,便于分析轨道转移与逃逸运动,有助于飞行使命与运动轨迹的设计。特别是,若机动转移的初轨为圆轨道,在推力较小、飞行时间不长的情况下,应用量纲1形式的运动方程,可获得具有工程应用价值的近似解。