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。     

再入飞行器标称攻角优化设计

再入飞行器的标称攻角在弹道规划以及飞行器覆盖能力分析中起到重要作用,由于再入飞行中气动加热严重,过载和动压约束严格,给标称攻角的设计带来很大困难.针对弹道射面内最大纵程和最小总热载荷问题,在考虑热流、动压和过载约束下分别进行标称飞行攻角的优化设计.首先将过程约束转化为对控制量攻角的约束,将需要优化的标称攻角通过分段线性函数参数化,把最优控制问题转化为4个参数的寻优问题,然后利用遗传算法获得参数的初始猜想,并设计序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)算法求解.仿真结果显示该方法能够快速获取再入标称飞行攻角,为再入轨迹优化和制导总体设计提供参考.     

全电推进卫星轨道优化的推力同伦解法

全电推进卫星的入轨过程是一个典型的多圈小推力轨道优化问题,由于其推力器加速度小,变轨圈数多,造成其最优理论解的求解较困难。为解决该问题,利用最优控制理论建立了全电推进卫星变轨优化的间接法模型,将变轨优化问题转化为协态变量初值猜测的两点边值问题。从大推力问题开始,通过遗传算法获得大范围猜测值并结合系列二次规划方法获得大推力的精确解。采用推力同伦思想,使用逐渐缩小推力的方式完成小推力问题的求解。仿真算例表明,采用推力同伦的方法,通过数十次的推力缩减即可有效解决多达上百圈变轨的静止轨道全电推进卫星入轨优化问题。     

基于混合法的月球软着陆轨迹优化

利用混合法思想和人工免疫算法研究了月球软着陆轨迹优化问题.首先建立月球软着陆系统模型并进行归一化处理;然后基于混合法思想利用庞特亚金（Pontryagin）极大值原理推导最优控制律,以伴随变量初值和终端时刻作为优化变量,将终端约束作为罚函数引入评价函数中,将月球软着陆轨迹优化问题转化为非线性规划问题（NLP,Nonlinear Programming）;最后应用引导人工免疫算法（GAIA,Guiding Artificial Immune Algorithm）求解该优化问题.仿真结果表明,GAIA混合算法比直接法的寻优速度快,终端误差小,且可搜索到理论最优轨迹;同时,GAIA混合算法的伴随变量初值收敛范围比间接法大,降低了最优月球软着陆轨迹的搜索难度.     

一种翻滚非合作航天器抵近绕飞避障轨迹规划和跟踪控制方法

针对空间无人在轨服务任务中翻滚非合作航天器抵近、绕飞和避障问题,在目标特征部位本体坐标系,建立了轨道和姿态相对运动模型.设计了抵近和绕飞策略,以抵近轨迹的燃料和时间最优为目标函数,考虑规避障碍物情况,结合动力学和路径等约束条件进行轨迹规划,最后采用高斯伪谱法对连续最优控制问题进行离散转化,对转化后的非线性规划问题进行求...     

高超末段机动突防/精确打击弹道建模与优化

针对高超声速飞行器再入末段机动突防、精确打击问题,从最优控制角度出发,提出了一种考虑拦截弹动力学特性的最优机动突防弹道优化方法,获得了高超声速飞行器的最大机动能力。该方法将拦截弹运动模型引入突防弹道优化的模型中,通过施加约束限制拦截弹按照比例导引律飞行。根据飞行任务和交战双方的弹道特点分段,结合各段的任务和特性,分别提出了突防性能指标和精确打击性能指标等,并通过加权函数将各个独立、矛盾的性能指标统一,建立了多对象、多段、多约束机动突防弹道优化模型,采用Radau多段伪谱法（MRPM）进行求解。针对该问题求解的初值敏感、可行域窄等问题,提出了一系列弹道优化策略,提高了收敛速度和求解精度,最终获得了最优机动弹道,并通过协态映射原理对其最优性进行了验证。结果表明,该方法能充分发挥高超声速飞行器的机动能力,获得满足落点精度要求的突防弹道,相对已有方法,将脱靶量提高了1~2个量级。灵敏度分析表明,该弹道对拦截弹的发射时间不敏感。      

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。     

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。     

直升机尾桨完全失效后自转着陆轨迹优化

为了研究直升机尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程,建立相应的飞行动力学模型并采用最优控制方法进行计算分析。建立直升机6自由度刚体飞行动力学模型,在模型中加入可以描述尾桨完全失效和自转着陆阶段发动机出轴功率以及旋翼转速变化的相关方程,并将直升机尾桨完全失效后的自转着陆问题转换为非线性最优控制问题进行求解。以某型号单旋翼带尾桨直升机为样机,计算空中停车自转着陆过程,并与飞行试验数据进行对比,验证了所建模型和最优控制方法的准确性。计算分析该型号直升机在以巡航速度下前飞时,尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程。从结果可以看出:尾桨完全失效时,直升机在旋翼反扭矩的作用下会产生较大的偏航角速度和侧滑角变化,进而产生复杂的耦合运动,驾驶员在关闭发动机进行自转着陆操作的同时,还需要通过操纵横向周期变距稳定滚转角,并以侧滑的方式来稳定横航向的姿态角,最后安全着陆。计算得到的最优轨迹和操纵过程,与工程试飞得出的定性的结论和建议相符。      

Optimal spacecraft rendezvous using the combination of aerodynamic force and Lorentz force

This paper presents a propellantless spacecraft rendezvous method by using the optimal combination of aerodynamic force and Lorentz force. Aerodynamic force is provided by the rotations of the plates attached to the spacecraft, and Lorentz force is achieved by modulating spacecraft's electrostatic charge. Considering the limitation of the charging level of the spacecraft and physical constraints of the plates system, an optimal open-loop rendezvous trajectory is designed, which aims to minimize the energy consumed to actuate the hybrid system. The rotation rates of the plates and the electrostatic charge are constrained in the optimization problem, which is solved via the Gauss pseudospectral method. To track the open-loop trajectory in the presence of external perturbations, a novel adaptive nonsingular terminal sliding mode controller is designed. The stability of the closed-loop system is proved by the Lyapunov-based method. Several numerical examples are conducted to verify the validity of both the open-loop and closed-loop control strategy.     

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。     

Optimal guidance and collision avoidance for docking with the rotating target spacecraft

The guidance and control strategy for spacecraft rendezvous and docking are of vital importance, especially for a chaser spacecraft docking with a rotating target spacecraft. Approach guidance for docking maneuver in planar is studied in this paper. Approach maneuver includes two processes: optimal energy approach and the following flying-around approach. Flying-around approach method is presented to maintain a fixed relative distance and attitude for chaser spacecraft docking with target spacecraft. Due to the disadvantage of energy consumption and initial velocity condition, optimal energy guidance is presented and can be used for providing an initial state of flying-around approach process. The analytical expression of optimal energy guidance is obtained based on the Pontryagin minimum principle which can be used in real time. A couple of solar panels on the target spacecraft are considered as obstacles during proximity maneuvers, so secure docking region is discussed. A two-phase optimal guidance method is adopted for collision avoidance with solar panels. Simulation demonstrates that the closed-loop optimal energy guidance satisfies the ending docking constraints, avoids collision with time-varying rotating target, and provides the initial velocity conditions of flying-around approach maneuver. Flying-around approach maneuver can maintain fixed relative position and attitude for docking.     

航天器交会中的Lambert问题

应用Lagrange转移时间方程研究空间交会中的Lambert问题,包括经典Lambert问题(飞行弧段不足一圈的椭圆型轨道转移)与多圈Lambert问题(飞行圈数超过一圈的轨道转移),阐述转移轨道的几何特性与转移轨道类型,分析转移时间与转移轨道参数及变轨速度增量之间的关系。对航天器交会中常用的圆轨道之间的双冲量转移,给定转移角与转移时间,阐述最小变轨速度增量所对应的转移圈数与轨道参数的求解方法,提出满足最小变轨速度增量要求的轨道转移的图解法。对给定的初始分离角与交会时间,按最小变轨速度增量要求,确定航天器交会的初始漂移时间、双冲量轨道转移时间与终端停泊时间。     

高超声速飞行器滑行航迹优化

针对高超声速飞行器滑行的密度模型、动力学模型、空气动力模型和作为输入的攻角,将弹道问题转化为最优控制问题,采用极大值原理求得航程最大的一阶必要条件,采用多次变区间的遗传算法、非线性单纯形法和邻近极值法的组合优化策略来求解此两点边值问题,首先用多次变区间的遗传算法和单纯形方法求得全局航程最大,然后用邻近极值法得到合适的初值满足所有终端约束,通过对一高超声速飞行器的算例进行了优化计算,得到了最优弹道和优化算法的收敛曲线,并与升阻比最大飞行方案进行比较可知,最优控制方案求得的航程大于升阻比最大飞行方案的航程.      

李群变分积分子在最优航迹规划中的应用

结合几何力学的相关理论,研究了个体的航迹优化的控制策略及其算法实现。构造随机规划算法以获取可行航迹点序列,具有较好的全局收敛性。利用最优控制方法求解所得航迹点之间的最优控制。几何力学着眼于个体的几何特性,利用李群来描述刚体的运动。依据离散变分原理得到了刚体的李群变分积分子。藉由李群变分积分子构造的最优控制算法,可以高效的实现刚体运动的最优控制。     

微小型无人直升机避障最优轨迹规划

针对无人直升机在低空复杂环境下避障飞行问题,提出了一种基于非线性最优控制理论的求解策略.以避障机动飞行时间为优化目标,无人直升机六自由度非线性动力学方程为等式约束,直升机飞行性能限制以及三维空间中障碍物限制等因素为不等式约束,建立了避障机动飞行的最优控制模型.然后利用高斯伪谱法（GPM,Gauss Pseudospectral Method）将轨迹规划问题转化为非线性规划（NLP,Non-Linear Programming）问题,并采用序列二次规划算法进行求解.在此基础上研究了障碍物尺寸对最优轨迹的影响.计算结果表明,该方法能够以较高的精度生成真实可行的避障飞行轨迹,最优机动动作取决于障碍物纵横向尺寸比.      

基于模型预测控制的多约束火星精确着陆制导律研究

主要研究了火星着陆动力下降段考虑燃料消耗和实际任务约束条件的制导律设计问题。选取可变推力发动机作为执行机构,首先建立了着陆器在动力下降段的运动方程及质量变化方程;其次对实际任务中需要考虑的斜坡、推力幅值和方向等约束条件建立了约束模型;接下来通过构造由控制量和状态量构成的性能指标,提出一种基于模型预测控制的多约束火星精确着陆制导算法。可实现多种约束条件下的指标最优精确着陆任务。最后,通过数值仿真对比了本文与已有典型着陆策略,验证了所提算法可以在满足约束条件的前提下有效地完成既定火星精确着陆任务。     

基于微小卫星合作博弈的失效航天器姿态接管控制

针对多颗微小卫星接管控制失效航天器姿态运动的问题,提出了一种基于多颗微小卫星合作博弈实现对失效航天器姿态接管控制的方法。首先,面向失效航天器姿态接管控制任务需求,设计了各颗微小卫星的局部目标函数,并在考虑多颗微小卫星与失效航天器所形成组合体的动力学约束、微小卫星控制约束的情况下,建立了多颗微小卫星的合作博弈模型。其次,为实现失效航天器对时变期望姿态轨迹的跟踪,在合理设计期望姿态轨迹的基础上,通过构建组合体增广姿态运动方程,将跟踪期望姿态轨迹的要求描述为微小卫星合作博弈控制问题中的一组约束,并建立了多颗微小卫星控制失效航天器跟踪时变轨迹的合作博弈帕累托最优策略的求解框架。最后,对微小卫星合作博弈控制方法的有效性进行仿真验证,结果表明：该方法能够在不需要进行微小卫星控制分配的情况下,通过多颗微小卫星的合作博弈实现对失效航天器的姿态接管控制。与传统方法相比,这种控制方法可避免进行微小卫星之间的控制分配,能够实现微小卫星能量消耗的全局最优且设计简单便于考虑微小卫星的控制约束。     

Compensation of base disturbance using optimal trajectory planning of dual-manipulators in a space robot

This paper presents a trajectory planning algorithm for a space robot with dual-manipulators. Here one manipulator of the space robot captures a target, and another manipulator is free. In this case, this study uses one manipulator as the mission manipulator to capture the target, and another as the balance manipulator aiming at the compensation of the pose disturbance. For this method, a novel trajectory planning algorithm applied to the balance manipulator is presented. The trajectory planning problem is transformed into series of problems of the optimal state solution, and then the iterative algorithms for the trajectory planning are designed. In the iterative algorithms, the bias force on the spacecraft base caused by the balance manipulator is used as the compensation force. Then, to calculate the expected compensation force and torque, a pose control law for the spacecraft base is introduced. The expected compensation force and torque provide equality constraints for optimization problems, which implies that the trajectory planning algorithm compensates for not only the disturbance generated by the manipulator’s motion, but also environmental disturbances. This is because the expected compensation force and torque depend on the pose change of the spacecraft base rather than the type of the disturbance. Numerical simulation was carried out to analyze the proposed trajectory planning method. It was observed that the method greatly reduces the disturbance of Manipulator A on the spacecraft base. These results validated the effectiveness of the proposed method for the trajectory planning to make the spacecraft base disturbance up to minimum.