基于伪光谱方法的有限推力轨道转移优化设计

研究了伪光谱方法在空间飞行器有限推力轨道转移最优化问题中的应用。首先给出了空间飞行器轨道转移最优化控制问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为轨道转移过程中燃料消耗最小,控制变量为推力攻角。终端状态受到航迹角、高度和速度的约束。然后,应用伪光谱方法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,即将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用基于Matlab语言的SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解,该软件包对于求解大型非线性规划问题具有很好的收敛性。仿真结果表明伪光谱方法对于空间飞行器转移轨道初始参数取值不敏感,具有一定的鲁棒性,生成的轨道能够较好地满足各种约束条件。因此,伪光谱方法对于空间飞行器有限推力轨道转移问题的求解是可行的。     

持续推力时间最优轨道机动问题的改进鲁棒算法

针对采用持续推力进行轨道机动的时间最优问题,研究了一种用于估计两点边值问题初始值的有效方法--鲁棒算法（Robust Algorithm) 。指出了该算法在用于求解最优轨道机动问题时对于部分边值条件无法收敛的缺陷,针对此缺陷,提出了以误差修正为理论基础的改进方法。该方法在弥补原鲁棒算法缺陷的基础上,继承了其能有效逼近协态变量初始值的优点。二维和三维算例仿真的结果表明与其它方法相比,本文所提出的改进鲁棒算法收敛速度更快,更有效。     

有限推力下时间最优轨道转移

研究了一种有限推力作用下的时间最优轨道转移计算方法。以非奇异根素形式的高斯行星摄动方程为基础,由庞德里亚金极小值原理导出正则方程组,通过将最优控制问题转化为协状态初值为待优化参数的参数优化问题,并通过非线性规划求解得到的参数优化问题,从而避开求解两点边值问题的困难。文章最后给出2个算例,分别计算了零倾角零偏心率最优轨道转移和大倾角改变最优轨道转移。计算过程及结果表明本文所用方法对协状态初值猜测敏感性小,收敛迅速;零倾角零偏心率情况下无奇异;所得控制轨线光滑。     

基于Gauss伪谱法的有限推力轨道转移优化

研究了Gauss伪谱法在有限推力轨道转移优化问题中的应用。首先在消除奇点的拟春分点轨道要素的非奇异摄动方程基础上,选取性能指标为能量最优,控制变量为有限推力发动机加速度的3个分量;然后,利用Gauss伪谱法将最优控制问题转化为非线性规划问题,避开了求解两点边值问题的困难;最后给出了2个算例,分别计算了同面转移轨道和异面转移轨道的能量最优化转移。计算过程及结果表明本文所用方法对初值猜测敏感度较小,且平稳收敛,具有一定的鲁棒性,转移轨道平稳光滑,能够满足各种约束条件,便于对发动机进行控制,且在零倾角零偏心率轨道情况下不产生奇异。因此,Gauss伪谱法可用来求解轨道转移优化问题。     

水平推力作用下共面椭圆轨道的最优转移

本文研究在两次水平推力作用下共面椭圆轨道的转移问题,给出了冲量大小和作用点位置的计算公式,文中还讨论了圆到圆、椭圆到圆这两种特殊情况的轨道转移,并给出了数值例子。     

基于转移时间约束的异面圆锥曲线变轨算法

在圆锥曲线转移轨道Lagrange方程的基础上,分析了双曲线和多圈飞行椭圆轨道的转移时间与半长轴的几何关系,以及椭圆转移问题的虚焦点位置对长程、短程轨道的约束.给出了一种与初始速度方向相关的转移角定义,以及一种基于Lagrange方程的圆锥曲线变轨计算方法,随后提出了一种以半长轴为迭代变量的变轨算法.通过异面椭圆和双曲线转移两个实例,验证了该算法与Vaughan算法具有相同结果,并具有明确的几何意义.     

混合法求解考虑路径约束的持续推力快速机动轨道

近地空间航天器快速机动问题中一个必须考虑的现实约束就是机动轨迹不得低于大气层高度,为此给出考虑路径约束的持续推力快速机动问题的处理方法.通过在性能泛函中加入关于路径约束的惩罚项,使原本不再适用的最优控制理论仍然适用,进而可通过混合法完成问题的求解;同时保证了新问题的最优解为原问题的满足路径约束的近似最优解.最后通过数值仿真的结果验证了方法的有效性.     

近地星座异面遍历交会轨道全局优化

根据J 2摄动对轨道面的长期影响规律,提出了一种在近地低轨道星座卫星之间进行异面轨道交会的解析近似方法,并用于建立多星多约束遍历交会的混合整数规划模型,能够快速获得多星交会次序、交会时刻的最优解。仿真算例表明提出的方法适用于在轨服务、构型重建等类型任务的快速优化,计算速度和燃料消耗优于以往类似算法。     

卫星轨道圆化的有限推力点火控制策略

本文研究卫星轨道圆化的点火控制策略，发动机推力为有限常值，方向可调。考虑了燃料消耗引起的质量损失。假设圆轨道上有一飞行器在运动，称为虚拟轨道器。只要卫星与虚拟轨道器软交会，就完成了轨道圆化。文中给出了使卫星与虚拟轨道器软交会的推力方向控制策略和点火位置与关车位置的求取方法。仿真结果表明，本文方法与水平推力策略和切向推力策略相比，具有更高的控制精度，而且燃料消耗接近最优。     

UKF参数估计在航天器气动辅助变轨问题中的应用

为快速精确地求解气动辅助变轨问题,提出一种基于无损卡尔曼滤波(UKF)参数估计的数值求解方法。首先,针对气动辅助变轨问题,利用极大值原理将其转化为对应的两点边值问题;然后,以协态变量的初值作为估计参数,以末端条件为期望观测值,将该两点边值问题转化为参数估计问题,并应用UKF滤波算法求解。该算法基于估计理论,避免了计算传统数值方法所需要的梯度矩阵,同时克服了猜测协态变量初值的困难,降低了求解气动辅助变轨问题的难度。数值仿真表明,该算法结构简单,求解效率高,具有良好的鲁棒性。     

远程导引变轨方案修正算法

为在实际摄动条件下由远程导引变轨方案初始设计结果实现追踪航天器与目标航天器的交会,提出了一种修正变轨方案。将初始多脉冲式变轨方案转换为有限推力式并作修正,取远程导引结束时刻追踪与目标航天器间的相对轨道要素为目标函数,采用J2,J3,J4解析轨道预报器对目标函数计算需要的轨道进行预报,以历次变轨开始时刻、结束时刻和推力方向为优化变量,用边界约束有限存储BFGS(L-BFGS-B)优化算法获得的最优解为修正后的变轨方案,可消除摄动模型误差。算例结果表明,经转换和修正所得有限推力式变轨方案能在实际摄动条件下实现追踪航天器与目标航天器的交会。     

卫星脉冲推力最优逃逸返回轨迹的非线性规划

重点研究了卫星通过轨道机动逃避碰撞、拦截并经一段时间后返回原轨道的逃逸方式。利用非线性规划理论建立了脉冲推力能量最省的逃逸轨迹规划模型，并考虑非球形摄动的影响对模型进行了修正。通过仿真验证了模型的正确性及求解的可行性，并分析了非球形摄动因素对逃逸过程的影响。     

远程导引脉冲变轨方案的有限推力修正

对远程导引脉冲变轨方案的有限推力修正进行了研究。将多脉冲变轨方案设计结果转换为有限推力式并进行修正,以消除转换误差和摄动模型误差。分析了由转换算法和摄动模型产生的初值误差,比较了不同工况下的修正效果。算例表明:将初始多脉冲变轨方案转换为有限推力后进行修正,所得结果能实现真实飞行环境中追踪航天器对目标航天器的拦截或交会。     

基于CW方程的航天器追逃问题半直接求解方法

针对时间固定的两航天器追逃问题,提出一种以半直接配点法研究追逃双方最优控制策略的求解方法。航天器追逃问题是基于微分对策的追逃问题,该问题是含有追逐者和逃逸者控制变量的两点边值问题。若采用必要条件求解,则对迭代初值要求高,收敛困难。在两航天器均为连续小推力的假设条件下,以终端距离为支付函数,给出半直接配点法的求解过程。在此数值方法中,根据半直接转换将微分对策问题转化为最优控制问题,采用Gauss-Lobbato配点法将此最优问题最终转化为非线性规划问题,继而通过序列二次规划算法求解。这种半直接配点法避免了对微分对策问题最优策略的必要条件(两点边值问题)求解。采用该方法求解对迭代初值不敏感,且数值稳定性好。数值仿真实例验证了这种求解方法的可行性。该方法提高了求解两点边值问题的收敛性,为求解含有双方控制变量的微分对策问题提供了一种思路。     

从地球到日-火系平动点轨道的转移

平动点轨道特殊的空间位置及动力学特征,使其在深空探测中具有重要的应用。以日-火系平动点轨道(Lissajous与Halo轨道)任务为目标,结合平动点轨道的不变流形理论,研究了小推力转移问题。首先给出了圆型限制性三体动力学模型下平动点附近不变流形(稳定和不稳定流形)高阶分析解以及相应的计算实例。接着以流形分析解为基础,建立了初始小推力轨道优化模型,并利用改进的协作进化算法求解初始小推力轨道。最后将初始轨道离散,采用多点打靶法将最优控制问题转化为参数优化问题,并用序列二次规划方法(SQP)求解。仿真结果证明轨道设计方法的有效性。