利用逃逸能量的太阳帆最快交会轨迹优化

讨论了运载火箭的逃逸能量产生的初始速度增量对太阳帆最短时间交会问题的影响,将逃逸能量的影响处理为端点时刻状态方程受不等式约束的最优控制问题,利用间接法得到了对应的两点边值问题的求解模型。结果表明,利用该模型可以计算逃逸能量最佳的利用量,而最优的转移轨迹并非总是对应于最大的逃逸能量,因此合理利用逃逸能量能够有效缩短飞行时间。相对于一般的不考虑逃逸能量的太阳帆轨迹优化模型,本文中提出的模型能够有效利用末级火箭的助推能力,同时有效缩短了太阳帆的任务飞行时间,对于工程应用具有更实际的参考价值。     

基于遗传算法的航天器再入动态终迹圈研究

为实现航天器安全准确地沿最优飞行轨迹再入,对航天器再入飞行过程中任意时刻飞行状态,在满足所有约束条件下,计算航天器所能达到的地面最大着陆区域,以判断该时刻飞行器能否到达预定着陆点。文章采用改进的遗传算法对航天器再入飞行轨迹进行优化,结合再入动态终迹圈计算方法,实现再入动态终迹圈的仿真计算。通过对仿真结果的对比分析,得到再入动态终迹圈及相应再入飞行轨迹的特性,对航天器再入飞行制导及航迹规划具有一定的借鉴意义。     

小行星探测器轨迹优化方法

对小行星探测器轨迹优化方法进行了综述。介绍了直接法中的直接打靶法、直接配点法、伪谱法、微分包含法,以及间接法两种典型的轨迹优化方法,分析了其优缺点,以及在小行星轨迹优化中的应用。介绍了智能优化算法中的遗传算法、模拟退火算法、粒子群算法和多目标进化算法,分析了其相对传统优化方法的优缺点,以及相应的改进方法。     

伪谱法在飞行器轨迹优化中应用分析

伪谱法作为一种在飞行器轨迹优化领域广泛应用的方法,国内外缺乏对其进行综合研究分析的相关文献。介绍了伪谱法在飞行器轨迹优化领域的发展现状,详细分析了已应用于飞行器轨迹优化的4种伪谱法的特点和应用情况,总结了这4种方法优缺点:Legendre伪谱法研究较早、应用最为广泛,Gauss伪谱法和Radau伪谱法精度较高,而Chebyshev伪谱法理论上精度高但研究刚起步。伪谱法具有全局特性,计算精度高,收敛快,但也存在缺乏收敛解判定准则、难以处理非光滑问题等不足。介绍了伪谱法在处理bang-bang控制问题时所遇到的困难,对伪谱法的改进工作做出总结:改进算法,研究与其他算法相结合的优化方法。总体而言,伪谱法在轨迹优化问题上的应用前景很广。     

基于STK的小卫星轨道交会设计研究

利用球面三角形的几何关系进行了基于STK(卫星工具包)的小卫星轨道交会的规划和设计。采用一种较为方便的轨道交会设计方法,并使用功能强大的专业STK软件来仿真和演示,取得了良好的仿真效果,能够较好地满足航天器轨道交会设计的要求,对于其它类型的轨道规划有一定的借鉴作用,为各种航天器的仿真研究提供了一种新的方法。     

高超声速滑翔飞行器再入段制导方法综述

针对高超声速滑翔飞行器再入飞行段,回顾了制导技术的发展历程和研究现状。建立了高超声速滑翔飞行器运动模型,并分析了再入段的路径约束、终端约束和地理约束。将再入制导方法分为三类：标准轨迹制导方法、预测-校正制导方法、混合制导方法,分别对研究现状进行了综述。然后,专门针对侧向平面制导方法进行了讨论和分类,根据飞行任务不同分为了常规约束的制导问题与附加地理约束的制导问题两类。最后,对再入制导方法进行了总结,并结合未来高超声速滑翔飞行器的任务需求,展望了再入制导技术的发展方向。     

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。     

火星进入段纵向脱敏局限性分析与三自由度脱敏设计

针对火星进入段制导存在的“进入状态偏差”问题进行脱敏轨迹设计研究,以增强制导鲁棒特性,提升末端状态精度。首先分析倾侧角反转逻辑对弱机动能力航天器制导精度的影响,结果表明, 存在倾侧角调整性能约束时,反转逻辑会引起末端状态偏差并使系统对进入状态偏差敏感度上升,当制导采用现有纵向脱敏方法时其影响尤为突出,会导致严重失效问题;然后在解决敏感度传播奇异问题的基础上提出三自由度脱敏设计。其主要思路是轨迹优化中采用三自由度动力学方程,而敏感度罚项仍由纵向敏感度传播方程得出。蒙特卡洛仿真结果表明本文方法对进入状态偏差具有显著增强的鲁棒性能。     

基于间接Radau伪谱法的滑翔段轨迹跟踪制导律

针对高超声速飞行器滑翔段制导问题,提出一种利用间接Radau伪谱法求解最优反馈控制律的全状态标称轨迹跟踪制导律。将标称轨迹跟踪问题转化为线性时变系统状态调节器问题,基于Pontryagin极大值原理进一步将状态调节器问题转化为线性两点边值问题;利用间接Radau伪谱法求解所得的线性两点边值问题,获得最优反馈控制律,并在此基础上设计了易于在线执行的闭环轨迹跟踪制导律。数值仿真结果表明,该制导律对飞行器初始状态量的较大范围偏差和飞行环境参数的有限扰动不敏感,具有良好的鲁棒性,并且能够满足实时性的需求。     

临近空间高超声速助推-滑翔式轨迹目标跟踪

针对临近空间高超声速、助推-滑翔式轨迹目标跟踪的问题,提出一种经度-纬度-高度坐标系（Longitude-Latitude-Altitude, LLA）下基于目标轨迹特性分析的三维投影跟踪算法。首先,针对临近空间目标在经纬方向上的线性高超声速运动和高度方向上高机动频率运动的不同,将目标量测分别投影到经纬平面和高度方向上,并通过分段跟踪处理,以减小耦合误差对目标跟踪精度的影响;接着,在对目标高超声速特性充分分析的基础上,利用经纬方向上的点迹归并和凝聚处理,以有效解决目标高超声速运动所引起的分裂问题;然后,在对目标高度IMM跟踪的基础上,通过对加速度突变的合理检测和补偿,以进一步实现目标在高度方向上高机动频率运动的可靠跟踪;最后,结合统计学原理,将目标在同一时刻不同跟踪段中的状态估计相关联,以有效实现临近空间高超声速、助推-滑翔式轨迹目标的精确跟踪。仿真结果表明,与现有的临近空间目标跟踪算法相比,该算法具有较高的定位跟踪精度。