基于迭代校正法的自动着陆轨迹快速生成算法

针对重复使用运载器(RLV)的自动着陆段(A＆L)提出了一种快速的轨迹生成算法.相比于传统航天飞机的策略,该方法并不依赖事先离线计算并储存好的若干轨迹,可在A&L段初始状态存在散布的条件下快速生成可行参考轨迹.首先将A＆L段的参考轨迹分成由若干参数定义的分段轨迹组成.其次确定陡平衡滑翔段的航迹倾角,使RLV在此阶段动压几乎保持常值.再次从需求的着陆条件进行反向轨迹推演,一直到达圆弧拉起段的起点处.本文的轨迹生成算法通过迭代校正唯一的系数,平滑着陆段起点处的航迹倾角,直到轨迹推演终点处的动压满足陡平衡滑翔段的动压,从而保证满足A&L段接口处的边界约束.最后的仿真实验验证了该算法的快速性,有效性与鲁棒性.     

分析插值误差和斜率的轨迹优化网格细化方法

提出一种基于插值误差和斜率分析的轨迹优化自适应网格细化方法,包括节点插入算法和节点删除算法。节点插入算法分析各个离散节点的控制变量的插值误差。若插值误差较大,则在该节点周围增加节点细化网格;否则,不进行细化。节点删除算法分析各个离散节点处的控制变量斜率。若某个节点的左斜率和右斜率都为零,那么删除该节点;否则,保留该节点。采用三个典型的轨迹优化算例验证了所提出的方法的有效性和特色,并且与其它几种网格细化方法进行了对比。仿真结果表明,本文方法生成的网格规模较小,需要的网格迭代次数较少,能够快速、高精度求解非光滑轨迹优化问题。     

欠驱动刚性航天器可行轨迹生成算法研究

研究了仅有两个独立控制力矩的轴对称欠驱动刚性航天器的可行轨迹生成问题。首先,由系统模型推导出轴对称欠驱动航天器可行轨迹必须满足的状态约束条件;其次,基于轴对称欠驱动航天器的微分平滑特性,提出了一种可行轨迹生成算法。该算法针对欧拉角姿态描述的系统模型,不仅能够有效地简化系统平滑变换中的奇异点避让问题,而且即使是在大角度机动的情况下,仍然能够保证轴对称欠驱动航天器的姿态角速度和相应的控制输入力矩始终保持在合理的范围内。仿真结果表明,该算法计算量小、计算速度快,这使得欠驱动航天器后续的轨迹规划和轨迹跟踪等算法的在线实际应用成为可能。     

基于联立框架的轨迹优化算法

为了更好解决复杂多约束下的在线轨迹优化问题,研究了一种基于联立求解框架进行轨迹优化的算法。此方法是一种直接法,先利用有限元正交配置法将状态和控制变量同时离散化,然后使用内点算法对离散得到的非线性命题进行求解。从平衡解的精度和计算代价的角度出发,引入了针对内点算法的收敛深度控制策略来改进方法的快速收敛性。最后,以某航天器月面上升段最优入轨任务为算例,验证了算法的精度和快速收敛性。     

空间6R机械臂圆弧轨迹规划及仿真

为控制6R机械臂跟踪圆弧轨迹或有效避开障碍物，基于机器人圆弧轨迹规划方法，对在笛卡尔空间的圆弧运动轨迹规划进行了研究，采用位置插补和姿态插补，使机械臂末端严格按圆弧路径行走，并对末端轨迹和各关节的轨迹进行了仿真。结果表明：机械臂末端运动轨迹平滑，各关节角度变化平缓，运动稳定。     

基于时序逻辑的复杂环境下无人机运动规划算法

本文主要考虑基于时序逻辑的无人机运动规划问题。一般地，解决该问题的算法包括两个阶段:上层综合阶段生成一条可行的离散规划;低级综合阶段结合离散任务规划设计无人机的控制输入。但是当第一阶段失败时，即线性时序逻辑(LTL)任务在当前环境中无法实现时，我们希望系统能够进行一定的调整。本文提出了一种任务重规划算法，在深入理解模型检查原理的基础上，利用初始任务自动机生成一个松弛乘积自动机，进而获取有效的离散任务规划;同时设计一个自动机的权重函数，确保该规划在最小程度上违背初始任务所提出的约束。本文提出的重规划算法解决了时序逻辑在复杂环境中无法实现的难题，扩大了时序逻辑在无人机运动规划中的应用范围，同时增加了系统的鲁棒性。     

基于A?算法优化的月面巡视器路径规划研究

六轮月面巡视器采用的滚动窗口避障算法利用局部地图信息,通过评价函数在规定的待选圆弧中选择最优圆弧作为巡视器的行走路径。由于该算法的输入信息较少,应用于多障碍地图时规划成功率较低。文章通过改进的A*算法生成辅助线,将辅助线作为巡视器执行圆弧的选择依据。在此基础上提出了一种基于辅助线优化的算法,通过引入全局地图信息改进原始算法。相关仿真试验证明优化后的算法具有更高的成功率以及更短的规划路径。在实际试验中的应用验证了此算法的可行性,此算法在今后巡视器路径规划的研究和应用中具有一定的参考价值。     

末端能量管理段迭代校正轨道算法研究

针对航天器进入末端能量管理段接口处时位置和航迹偏角存在大范围摄动的问题，提出一种使用迭代校正法的轨道快速生成算法。该算法可以根据航天器的具体初始状态，自动选择直接进场或者间接进场策略，快速生成可行的参考轨迹。首先通过跟踪轨迹地面投影实现侧向制导；根据末端能量管理段的起始点与终点的高度与速度约束生成参考动压-高度剖面，并跟踪此剖面实现纵向制导。然后采用迭代校正计算快速确定航向校准柱的位置与最终半径两个参数用以调整航程，保证航天器在末端的所有状态满足自动着陆段接口的边界约束。仿真结果校验了该算法可以根据航天器的具体状态快速生成符合约束条件的末端能量管理段飞行轨道，具有很好的鲁棒控制性能。     

绳系卫星被动释放无超调脉宽脉频调制控制

针对空间绳系卫星释放过程中无超调释放和正向速度约束问题,提出一种新的离散控制绳系无超调释放的方法。该方法基于绳系卫星系统动力学模型建立离散控制的动力学模型,通过反馈线性化和反步法设计出理想的释放轨迹。提出一种基于输入受限的离散控制算法,并运用该算法进行了理想释放轨迹跟踪仿真试验。结果表明,该离散控制方法可以实现绳系无超调释放,并保持释放速度始终非负。仿真结果验证了输入受限离散控制方法在空间绳系卫星释放过程中的有效性,为空间绳系卫星释放系统设计提供了参考。     

基于非线性最优终端匹配的再入轨迹快速规划研究

针对新型升力式再入飞行器再入轨迹终端需满足多约束条件的情况,研究 了一种基于非线性最优终端匹配的再入轨迹快速规划方法。根据升力式再入特性和任务需要 ,将飞行器再入轨迹划分为初始下降段、准平衡滑翔段和终端匹配段,其中初始下降段和准 平衡滑翔段采用单参数迭代搜索法快速生成轨迹,终端匹配段则基于一种全局插值多项式来 离散化控制变量,并采用复形调优法对这一参数化最优问题进行非线性优化求解。仿真结果 表明,轨迹快速规划方法可以在半分钟内生成一条满足多终端约束的再入轨迹,并具 有较高的精度。该方法对于未来新型升力式再入飞行器具有很好的工程应用前景。