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。     

采用Loh近似假设的最优气动力辅助异面变轨研究

提出了一种Ｌｏｈ近似模型,并在此基础上导出了最优气动力辅助异面变轨的控制规律,以及相应的最优轨迹的近似解析解。给出了Ｌｏｈ近似模型中各系数的求解方法。通过对最优控制律及轨迹近似解的分析,得到一些有益的结论。     

太阳帆航天器行星际轨道转移优化算法

研究基于遗传算法的太阳帆行星际转移轨道的全局优化问题.通过极小值原理推导了太阳帆全局优化控制律,并以太阳帆飞行时间最短为优化目标函数,运用遗传算法对发射时间、到达时间和协态变量初值进行参数优化设计.为了解决轨道转移这一多约束优化问题,在遗传算法中加入动态罚函数.在此理论基础上作了从地球同步轨道出发到火星同步轨道转移和从地球出发与火星交会两个算例,仿真结果表明了该方法在太阳帆转移轨道全局优化中的有效性.     

大功率轨道转移航天器全电推进系统研究

采用基于电推进的空间运输系统(转移级)完成使命,相对于采用化学推进可节省大量的推进剂,能够显著降低航天器的发射重量或者把更多的有效载荷送达探测目标地。调研了国外大功率电推力器的研究情况,针对近地空间的大功率轨道转移航天器任务需求,给出了电推进系统方案设计,并对采用不同性能指标推力器的多种方案进行对比,得到综合最优的方案。最后针对我国电推进技术发展现状,给出了我国大功率电推力器的关键技术和发展建议。     

基于有限Fourier级数的航天器转移轨迹设计

针对航天器小推力转移轨迹的初始设计问题,利用基于三阶Fourier级数的设计方法实现了航天器小推力的多圈转移。同时,基于有限Fourier级数的形状法,对具有多个约束条件的小推力多圈转移轨迹进行了优化设计。选取了共面同轴同偏心率的初始和末端轨道位置,对所提出的方法进行了仿真验证。结果表明：与改进逆五阶多项式形状法相比,所提出的方法虽然增加了转移时间,但当转移圈数为5圈、有限Fourier级数的项数为10时,可减少将近75%的转移速度增量,同时大大减小了所需的最大推力加速度的值。     

气动力辅助导面变轨控制研究

研究了利用气动力辅助异面变轨时的控制问题。从分析系统方程的特点出发，将整个控制过程分为两部分：第一部分是一个跟踪问题；第二部分为一高度调节问题。选用变结构控制方法，控制求解时使用了优化趋近法。仿真结果表明了作者所提出的控制方案的有效性。     

基于逆多项式轨迹成形法的小推力轨道设计

轨迹成形法是一种基于反向设计思想的轨道设计方法,它假设待研究的轨道呈现某一形状,利用数学曲线进行逼近从而得到设计结果.逆多项式轨迹成形法为小推力地球转移轨道设计和数值求解最优轨迹过程中初值的选取提供了新的研究思路.首先结合轨道动力学方程和逆多项式曲线模型给出了轨迹成形法的设计过程,并在考虑时间约束的情况下对小推力转移轨道进行设计.仿真结果表明逆多项式轨迹成形法适宜于小推力转移轨道设计,并且其设计结果是一组近优解,可以作为求取精确最优轨迹的初值猜测.     

载人航天器深空飞行返回再入轨迹优化

分析了载人航天器深空飞行返回再入的飞行特点,指出其轨迹优化研究的必要性;给出了基于遗传算法的轨迹优化方法;利用自主编制的仿真软件程序,采用与Apollo和Soyuz飞船类似的返回舱的参数进行了仿真。仿真结果表明,优化后加速度过载峰值被严格控制在满足载人飞行要求的范围内,同时其他过程载荷峰值也在满足约束的前提下明显降低,总吸热量和再入航程也大幅缩减,优化后再入轨迹满足工程实施的初步要求。     

基于网格细化技术的地球-火星转移轨道优化

文章从细化效率、易用性和适应性等角度对基于数据压缩原理的网格细化算法进行改进,与基于局部配点法开发的通用轨迹优化方法（考虑非线性规划的规范化处理、稀疏特性和数值微分算法）相结合,构建出一种非光滑轨迹优化方法。对地球—火星转移轨道进行了优化,结果表明：所述方法能够高精度、快速求解地球—火星转移轨道优化问题,能够在轨道变化剧烈区域加密网格,在轨道变化平坦区域采用较稀的网格,具有较好的适应性和在线优化的潜力;采用控制变量作为网格细化函数即可捕捉到状态变量的剧烈变化;对于地球—火星转移轨道优化问题,推力方向角定义在[0°,360°)比定义在[-180°,180°)更利于数值优化。     

平动点任务转移轨道中途修正研究

平动点在深空探测中具有重要作用. 由于发射中不可避免地会存在误差, 平动点卫星往往需要考虑转移轨道的中途修正. 本文从工程实用角度出发, 根据以往平动点任务的中途修正经验, 确定中途修正序列,综合以往文献对误差的处理, 给出了误差的分布参数; 将转移轨道中途修正问题转化为转移轨道设计问题, 使用微分修正算法求解转移轨道中途修正问题; 利用蒙特卡洛模拟给出统计性数据. 仿真结果验证了方法的有效性. 对于日地系 110天类型的转移轨道, 在95 %的置信水平下, 只需要78.0 m/s的机动速度, 即可以保证位置误差在66.1 km之内.     

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。     

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。     

月球探测器垂直软着陆4D轨道全局优化

提出一种包含动态规划法与共轭梯度法的组合优化算法,求解月球探测器垂直软着陆问题. 其以动态规划法中求得的次优控制变量作为共轭梯度法的初始控制变量,求得更为精确的最优控制变量和最优轨道. 月球垂直软着陆的轨道可以分为两段,即制动段与着陆段. 以燃料消耗量最小为性能指标,采用该组合优化算法分别对两段轨道进行了4D全局优化. 数值仿真结果表明,该组合算法优化精度较高,收敛速度快,稳定性好,可用于机载计算机实时生成垂直软着陆4D轨道,同时还可推广到其他终端时间自由型两点边值问题.     

基于伪光谱方法月球软着陆轨道快速优化设计

根据软着陆轨道的特征和优化算法的特点,对探月器软着陆轨道状态方程进行合理的转化处理,使其更适合优化数值解法求解。在此基础上,使用伪光谱方法将软着陆轨道优化问题转为一个约束参数优化问题,然后采用乘子法处理约束条件,采用变尺度法求解处理后的参数优化问题,仿真结果表明此方法具有收敛速度快、对初始控制量不敏感、鲁棒性强的优点。     

同一平面气动力辅助变轨的近似解及分析

采用格林函数法,给出了同一平面气动力辅助变轨飞行的3种过程约束(气动加热率、动压、升力约束)条件之间关系的近似定量描述形成的飞行包络线.由此求解了航天器同时受3种约束条件时,各种性能指标下的同一平面气动力辅助变轨轨迹的近似解及相应的最优控制规律.文中对近似解与控制规律的内部结构作了细致的分析,得到了一些有益的结论.     

基于同伦方法三体问题小推力推进转移轨道设计

提出一种基于同伦方法限制性三体问题小推力推进转移轨道设计方法。首先根据最优控制原理分析了航天器在轨道转移中不同性能指标时的最优控制律,然后引入同伦参数构造新的性能指标,在基于遗传算法和打靶法得到能量最优的解基础上,采用伪弧长法跟踪同伦轨迹,进而得到燃料最优的转移轨道。最后对地月系下从GEO轨道到L1点Lyapunov轨道的转移轨道进行优化。仿真结果表明:利用遗传算法能优化得到较为合适的流形拼接点和协态变量初始值,利用打靶法能有效地优化得到小推力燃料最优转移轨道。     

变比冲连续小推力轨迹优化方法综述

电推进是目前常用于深空探测任务的推进方式。电推进发动机的比冲是变化的,所以变比冲电推进模型更加符合工程实际,对于变比冲连续小推力轨迹优化方法的研究具有工程应用前景。常用的变比冲电推进简化模型有三种：比冲在区间内变化、比冲随距离变化和功率分档变化,它们都对应于真实发动机系统工作的原理和方式。关于此三种模型下的轨迹优化方法,常用的有直接法和间接法,但是由于存在方法的不足和模型的特殊性,会在直接法和间接法的基础上增加改进的策略。本文综述变比冲电推进的简化模型和适用于变比冲连续小推力轨迹优化设计的方法。