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《载人航天》2017,(2)
快速交会远程导引段轨道机动过程中,交会时间受限、考虑测控约束的最小燃料消耗脉冲交会属于多变量优化问题,需要建立一种混合的优化算法对问题求解。建立了基于Lambert双脉冲的多脉冲快速变轨策略模型,给出一种三步串行的混合智能优化算法对模型进行求解。首先利用粒子群算法搜到全局最优解的近似解;然后以全局最优解的近似解作为二体模型的初解,用序列二次规划算法对全局最优解的近似解进行局部优化,所得解为精度较高的精确解;最后以二体模型下所得的解为初值,用最小二乘法解非线性摄动约束的快速交会问题。使用三步串行的混合优化算法对基于轨道要素的变轨策略进行仿真验证与分析。仿真结果表明,该算法能够规划出椭圆轨道到圆轨道共面、两椭圆轨道异面以及考虑测控约束情况下的快速交会轨道机动策略。 相似文献
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嫦娥探测器轨道测定技术既是成功完成工程任务的基础,也对月球科学研究起着重要作用。嫦娥探测器的轨道测定与地球航天器的轨道测定有诸多不同之处,本文介绍了绕月球探测与绕地球探测在测定轨技术方面的差异,并介绍了基于"嫦娥一号"、"嫦娥二号"月球探测器建立月面地形以及月球重力场模型的研究进展,最后分析了"嫦娥二号"平动点飞行试验以及小行星探测试验的测定轨能力。这些技术不仅在月球探测工程中起到关键作用,对我国后续深空探测也有很好的借鉴意义。 相似文献
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交会对接任务轨道控制规划设计与实施简 总被引:1,自引:0,他引:1
针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题.设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化.设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合.交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务. 相似文献
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针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题。设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化。设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合。交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务。 相似文献
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载人登月任务中,任务中止策略设计是确保航天员安全返回的重要基础。首先结合"星座"计划飞行方案分析了载人登月任务各飞行阶段的中止策略;其次针对地月转移巡航段进行了双脉冲中止策略设计,以速度增量数值、方位角以及变轨时间间隔为控制变量,加入轨道同向、近地点高度、偏心率以及飞行时间约束,提出双脉冲变轨计算流程;最后采用人工免疫算法对该问题进行了求解和优化。仿真算例表明,双脉冲中止策略存在多组解,其全局分布特性为:飞行时间越短速度增量需求越大;飞行时间相近时,大偏心率中止轨道对应的速度增量小;故障点离地月加速点越近,所需速度增量越小。同时也验证了人工免疫算法求解双脉冲中止策略问题的有效性。 相似文献
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环月快速交会调相策略设计与任务分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《载人航天》2017,(1)
针对未来载人登月任务中登月前环月轨道交会对接与组装问题,基于我国现有近地两天交会对接飞行方案,设计了环月轨道一天快速降轨交会任务的调相变轨方案,采用四脉冲修正特殊点变轨算法进行求解。分析了快速交会的调相终端控制精度、最优初始相位角范围等任务特性参数,给出了满足调相段终端控制精度所需要的定轨精度,分析了环月轨道倾角、调相段终端瞄准相对状态和调相时间对最优初始相位角范围和变轨总速度增量的影响规律。仿真结果表明,实施环月快速交会任务,要求追踪器与目标器的定轨精度均较高,但追踪器的最优初始相位角范围较大。 相似文献
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基于考虑摄动影响的精确轨道动力学模型,对交会对接寻的段水平双脉冲交会轨道的精确求解方法进行了研究。提出了将控制脉冲的俯仰角近似转化为控制时刻的轨道幅角,从而调整脉冲控制时刻以消除径向速度增量的方法,精确求解首末水平双脉冲的启控时刻;引入导引终点位置偏差的比例控制方法,精确求解水平双脉冲的精确控制量。仿真结果表明,2轮整体迭代可获得首末水平脉冲控制时刻和控制量的精确值,脉冲水平特性达到俯仰角小于1°,导引终点相对位置精度达到10m,验证了该方法的正确性。 相似文献
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《载人航天》2019,(4)
针对载人月面上升交会任务对任务快速性和自主性的高要求,基于共椭圆交会方案,将提升任务自主能力的相对测量条件和航天员的操控特点量化为着陆器与目标飞行器的相对几何约束,设计了载人月面上升交会轨道的参数。首先建立了载人月面上升交会飞行过程的时间、相位和速度增量解析模型,然后提出了相对几何约束模型,最后分析了入轨相位差随Lambert转移轨道半长轴单调递增的规律,提出了通过确定边界值来快速求解可行域的方法。仿真验证了方法的有效性,计算分析了任务周期、速度增量、相对距离在可行域内的取值情况,结果表明当目标环月轨道高度取300 km时,过渡轨道不应低于220 km,相对测量范围至少750 km。 相似文献
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为解决月球货运飞船采用的低能返回轨道对初值极为敏感的问题,研究了月地低能返回轨道的最优控制策略。首先基于椭圆四体动力学模型,分析了月地低能返回轨道的动力学特性;进而引入协方差分析法分析了轨道初始飞行状态的误差传播特性,确定了保证终端再入点高度约束要求的飞行器入轨点位置、速度以及入轨时刻控制精度需求;根据轨道对不同时期施加控制的敏感性不同,设计了一种三脉冲轨道控制策略,以实现既精确控制落点约束,又节约控制燃料消耗的目的。从仿真结果可知,该策略可有效控制月地低能返回轨道终端再入点精度,降低初始敏感度。该控制方案用于月地转移可显著降低对推进控制系统的精度需求,提高转移方案的工程可实现性。 相似文献
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在目标器质心建立临近圆轨道参考系的前提条件下,从地心引力下的二体运动入手,推导了相对运动的线性方程,并得到最优交会的必条件;然后分四脉冲、三脉冲带漂移、三脉冲、二脉冲带漂移、二脉冲、奇异问题几种模式研究了最优交会问题的边界值求解问题和各模式之间的边界确定问题。 相似文献
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针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法。高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小。通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障。 相似文献
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针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法.高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小.通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障. 相似文献