神舟十号飞船交会对接任务透视

2013年6月11日17时38分,神舟十号载着航天员聂海胜、张晓光、王亚平从酒泉卫星发射场出发,开始执行第二次载人航天交会对接任务。6月26日8时07分,神舟十号飞船独立飞行3天,与天宫一号组合体联合飞行12天,完成了三次交会、两次对接、一次绕飞,在轨飞行15天后,飞船返回舱在内蒙古中部地区     

粒子滤波及其在航天器交会对接相对导航中的应用

在全面分析粒子滤波原理的基础上,提出一种改进高斯粒子滤波方法.该方法利用确定性采样滤波算法进行时间更新,替代高斯粒子滤波算法中的随机采样过程;另外,针对厚尾噪声情况,利用鲁棒统计方法对确定性采样滤波方法进行鲁棒性改进,并将其应用于所提出的改进高斯粒子滤波.将粒子滤波算法应用于交会对接相对导航问题,仿真结果表明,在多种测量噪声情况下,改进高斯粒子滤波较其他粒子滤波,能够在不过多损失估计精度的同时有效降低计算量.文中的研究成果为将粒子滤波应用于航天器导航问题提供了理论参考.     

月球精确软着陆最优标称轨迹在轨制导方法

为实现在月球表面期望的着陆点进行精确软着陆（PPL）,且满足燃耗最优性要求,基于提出的LIDAR目标点在轨自主选定的月球精确软着陆方案,对月球PPL最优标称轨迹在轨快速规划制导方法进行研究。首先针对月球PPL三维球体非线性轨道动力学模型,采用Legendre Gauss Lobatto伪光谱方法将轨迹优化的最优控制问题转化为非线性规划问题（NLP）,再利用SQP优化算法求解月球PPL最优标称轨迹,最后通过遗传算法对优化结果进行验证,并提出应用遗传算法提供SQP在轨规划初值数据库的方案。仿真结果表明了最优标称轨迹在轨规划方法的快速性和有效性。     

对接口匹配的航天器双主动最优交会研究

研究了两航天器协同轨道机动（双主动）完成近距离交会任务的最优控制问题。在考虑航天器姿态变化、对接口位置及路径约束的情况下,构建了完整的6自由度、26状态的双主动最优交会数学模型。利用高斯伪谱法分别将燃料总消耗最少和交会时间最短两种最优问题离散为大型非线性规划问题,而后应用SNOPT软件包进行了求解。在此基础上通过大量数值计算分析总结了不同初始参数对最小燃料消耗和最短交会时间的影响规律,并与主被动交会形式进行了对比。结果表明,当两航天器质量接近时,双主动交会通常可明显减少燃料消耗,或缩短交会时间;而当质量差距较大时,双主动最优交会逐渐退化为主被动最优交会。     

美国空间交会对接测量技术发展研究

随着载人航天技术的发展和人类探索空间活动的深入,空间交会对接技术在越来越多的空间飞行任务中得到广泛应用。作为载人航天工程中的一个重要组成部分,空间交会对接也是我国实施空间实验室和空间站计划必须要突破的关键技术之一。航天器在空间完成交会对接的整个过程,实际上也是精确测量与控制的过程,空间交会对接测量技术是成功实现空间交会对接的关键。     

轨道维持与调相的综合优化策略研究

在交会对接飞行任务设计研究中必须首先确定目标航天器的轨道设计策略,研究了一种将目标航天器轨道维持和调相两种任务进行综合优化的策略.轨道维持的任务是使得目标航天器轨道的形状和位置符合交会要求,调相的任务是使目标航天器在轨道中的初始相位角符合交会要求.在考虑了交会对接发射窗口、交会终端约束条件下,将目标航天器轨道设计问题转化为一个非线性规划问题,应用序列二次规划方法对其进行了求解.仿真计算表明,这种方法既能以较少变轨次数满足交会对接任务要求,又能节省燃料,为空间交会对接任务规划提供了重要参考.     

基于预测校正方法的RLV再入制导律设计

针对高超声速可重复运载器RLV(Reusable Launch Vehicles)的再入飞行问题,利用数值预测校正方法与准平衡滑翔条QEGC(Quasi-Equilibrium Glide Condition)相结合的方法在线设计同时满足热流、法向过载和动压等轨迹约束与末端精度要求的倾侧角制导律.建立三自由度动力学方程,确定初始条件、末端精度要求和轨迹约束要求;然后详细阐述预测校正方法和准平衡滑翔条件的原理,再利用预测校正方法设计制导律,用QEGC把约束转换为对倾侧角制导律的上界,通过限制倾侧角的幅值来限制约束.最后在计算机上进行制导仿真,并考虑初始条件不确定性,进行蒙特卡洛仿真,通过分析仿真结果,证明利用预测校正方法结合准平衡滑翔条件可以快速的设计出满足末端精度要求和轨迹约束的制导律,并对初始条件不确定性有较好的鲁棒性.     

广义多圈Lambert算法求解多脉冲最优交会问题

基于一种高效高精度的Battin多圈Lambert算法提出一种考虑轨道摄动的广义多圈Lambert算法.与现有算法相比,本算法虽然原理复杂但计算流程非常简单,效率极高,分别通过几次内外循环就可满足精度要求.广义多圈Lambert算法结合一种可行解迭代交会模型构成了一个通用的多圈多脉冲交会规划框架,应用两步法求解此多变量的复杂工程优化问题,首先利用高效率的进化全局优化算法以及解析轨道模型作全局搜索,然后利用序列二次规划算法以及简化高精度轨道计算模型作局部搜索,此方法可以保证高效高精度的求解多圈多脉冲交会问题.算例表明此方法特别适用于满足实际工程约束的交会规划问题.     

航天器交会快速接近机动策略

对航天器交会接近段V-bar上保持点间的转移,单向(轨道径向或周向)推力机动的最短转移时间为半个轨道周期(对应双径向推力冲量)。若要求转移时间小于半个轨道周期,须采用双向(径向与周向联合)推力。为此,提出5种机动方案:1)起点双向冲量与终点双向冲量机动;2)途中双向连续推力机动;3)起点双向冲量与途中双向连续推力机动;4)途中双向连续推力与终点双向冲量机动;5)起点切向冲量与途中径向连续推力及终点切向冲量机动(即直线路径转移)。其中,方案1)(冲量机动)的速度增量最小,但轨迹视界角最大;方案5)(直线路径)的视界角最小(近似为零),但当转移时间T>0.292P(P为轨道周期)时,所需的速度增量较大。机动方案的选择应全面考虑转移轨迹安全性、速度增量需求、转移轨迹视界角,以及机动复杂程度等多方面因素。若视界角可满足总体设计要求,宜选择方案1);当T<0.292P时,也可考虑方案5)。     

空间平台发射拦截器动力学与最优脉冲拦截

研究了空间平台发射拦截器的两体耦合动力学,以及拦截器拦截目标星的最优脉冲控制问题。平台首先与目标星形成绕飞关系,保持其发射筒轴线始终瞄准目标星。接到发射指令后,拦截器从发射筒中射出,本文采用拉格朗日第二类方程建立了发射过程平台-拦截器两体动力学模型。因为两体耦合影响,平台姿态偏转,拦截器出筒时的速度已经不能瞄准目标星。通过小型火箭发动机给其施加速度脉冲,使其进入拦截轨道,保证拦截的同时,将脉冲速度最小化以节省燃料,本文将其归结为一个非线性规划问题,采用三级优化的策略来求解。在拦截飞行时间相较于平台绕飞目标星的周期是小量的条件下,可以视绕飞平均角速度为小参数,采用正则摄动方法求出非线性规划的一阶近似解,然后以此为迭代初值,寻找最优真解。最后进行了数值仿真验证。