采用混合遗传算法的有限推力轨道拦截优化

在轨道拦截问题中,研究了天基动能拦截器(KKV)的有限推力轨道拦截优化问题.针对在有限推力条件下,确定速度增益变轨方案,提出建立了轨道拦截优化数学模型,并将复形调优算法加入到遗传算法中,利用该混合遗传算法,以发动机燃料消耗质量最小、拦截时间最短和拦截脱靶量最小为综合优化指标,对轨道拦截进行了优化.以太阳同步轨道上的天基KKV拦截GPS卫星轨道上的目标点为例,分析了混合遗传算法用于轨道拦截优化的性能进行了仿真.仿真结果表明,混合遗传算法能有效解决轨道拦截这一复杂非线性多目标优化问题,同时增强了局部搜索能力,提高了计算效率.     

基于lambert理论的多脉冲快速轨道交会研究

对于任意初始相位条件下的圊定轨道间的两航天器交会问题,研究了多脉冲远程快速轨道机动的策略.在燃料消耗一定的情况下,以脉冲次数和时间为变量,通过遗传算法进行全局寻优,可得到一条多脉冲快速机动轨道.仿真结果表明,脉冲次数对燃料消耗和机动时间有极大的影响,在初始条件不利的情况下,利用多脉冲轨道机动,可以较好地解决远程轨道机动的高能耗区.所以,在燃料消耗受限的情况下,根据不同的初始条件,选择脉冲次数,可以达到快速交会的目的,为快速交会提供了可靠依据.     

战术弹道导弹多层拦截的拦截方法研究

针对战术弹道导弹的威胁,多层防御拦截是目前较为有效的一种办案.为保证国土安全,针对战术弹道导弹的拦截方法问题,建立了多目标非线性规划数学模型,并运用运筹学理论,根据漏截率最小、拦截器消耗最少两个性能指标为目标进行了优化设计.然后,结合具体例了分析了"发射-发射"和"发射-观测-发射"两种作战模式的性能,给出了拦截方法.结果表明,在防御系统具备杀伤评估能力的条件下,"发射-观测-发射"模式是多层拦截战法中的最优拦截方法.     

面向空间目标交汇的多拦截器最优部署算法

对空间目标的交汇拦截是现代空天防御体系部署的关键环节, 而其核心优化控制问题为实现交汇次数的最大化. 本文针对一类多个拦截器与空间目标交汇的最优问题, 提出了同时优化拦截器初始部署位置和机动过程中加速度的最优控制策略. 首先, 建立了同时考虑了部署地域和动力学约束的交汇次数最大化的最优控制模型. 进一步, 给出了拦截器与目标可交汇的必要条件以及最优加速度输入设计, 进而使得将最优控制问题转为拦截器部署位置的优化问题. 最后, 严格给出了各个拦截器最优部署位置的具体计算过程.     

航天器近距离变轨能量时间关系研究

随着航天任务需求的多样化,对航天器轨道转移问题不但提出了最省燃料要求,还提出了最小时间要求。主要研究了航天器近距离双脉冲变轨燃料和时间最优问题,基于线性化C-W方程,推导了在轨服务器在双冲量变轨时的特征速度,以时间-燃料为指标构造了加权模型,分析单一和混合指标情况下对系统的影响后,得到了混合指标下时间和能量关系,通过设计分布估计算法,找到最优能量和相应的转移时间,使得燃料和时间的加权和最小,实现近距离变轨最优指标的精确数值模拟。从数值结果的对比分析中得出了一些有意义的结论,可供下一步研究参考。     

天基动能武器拦截轨道的确定方法研究

针对天基动能武器速度增量大、拦截时间小的特性,提出了一种新的确定预测拦截点的方法.对已有的拦截轨道确定方法进行了改进,首先从已知的椭圆轨道上选取两点及其间隔时间,再用两种不同的迭代算法来求解半通径以获得轨道参数.然后通过仿真对比,分析了改进方法与原有方法的优缺点和适用性.验证表明改进方法迭代次数较少,耗时较短,特别是在所求椭圆轨道偏心率较大和已知点的位置与所要求的半通径相差较大时,迭代次数更小,能够较好地适用于天基动能武器拦截轨道的确定.     

亚轨道飞行器任务中止再入轨迹优化设计

针对亚轨道飞行器上升段由于动力故障任务中止时再入返回的问题,考虑飞行模型简化和故障后的燃料处理方案,通过遗传算法优化设计最优返回轨迹,优化时选取经向飞行航程最远作为性能指标,并采用遗传算法,解决用于再入轨迹优化所涉及的关键问题,并进行仿真。仿真结果表明,方法不但满足飞行器返回过程中加热率、过载、动压约束以及终端状态约束,能够通过飞行航程最远消耗飞行器能量从而安全着陆,而且可以较快地搜索到全局最优解,能够用于亚轨道飞行器故障再入轨迹的优化设计。     

基于数值求解的远程交会路径规划优化研究

研究航天器多脉冲远程交会路径规划问题,由于航天器在变轨过程中,应减少发动机燃料的消耗,有利于增加有效载荷.因此,在多冲量变轨问题描述的基础上,通过选择优化变量建立了无摄动的燃料最优和考虑摄动的燃料最优变轨优化模型,利用遗传算法、序列二次规划及GA+SQP串行混合优化算法进行优化求解,进行了数值仿真.通过仿真实现了不同脉冲次数的远程交会路径规划,并对比分析了摄动的燃料最优变轨优化模型,提出了相应的串行优化策略,通过算例对所提出的算法进行了仿真验证,实现了航天器路径规划数值优化求解的目的,可为多脉冲远程交会提供参考.     

固体推进器的拦截器末制导目标搜索研究

研究对末制导目标搜索优化控制问题,由于目标捕获是大气层外拦截器在中末制导交接班时必须完成的工作,针对制导交接班时的目标搜索算法和对应的快速姿态机动控制方法进行了研究.根据目标相对拦截器位置的概率分布,设计了一种考虑目标-拦截器相对运动的目标搜索算法.并以搜索时间、捕获概率为控制器指标,拦截器的姿态机动能力为基础,利用算法调节参数的选择.根据固体推进器拦截器的姿态运动特点,并给出了最终滑模控制的姿态跟踪控制器.并对搜索算法与姿控系统进行拦截器目标捕获数字仿真,分析了拦截器姿态跟踪的性能,以及搜索时间与目标位置的关系.结果表明,姿态跟踪误差小于0.5°,控制精度高,快速性好,可为搜索算法与拦截器姿控系统设计提供了科学依据.     

基于MATLAB的航天器二次点火非共面轨道最优转移策略研究

航天器的非共面轨道转移对于航天器拦截、交汇、对接有着非常重要的意义。运用MATLAB仿真,主要研究基于二次点火的非共面轨道最优转移策略,结果表明该方法能有效减少轨道转移过程中所需的速度增量,降低航天器的燃料消耗。     

基于协同防御的水下拦截组合制导

根据我方舰艇、水下拦截器和来袭目标的作战特性,提出一种舰艇与水下拦截器协同对抗来袭目标的组合制导策略。该策略在三方运动关系基础上,得出视线制导的相互约束关系,将优化控制与海战博弈相结合,建立协同防御微分对策模型;根据水下拦截器的反馈控制回路,采用伴随原理求解终端问题的方法,进行具有协同特性的最优导引与微分对策制导律设计。对两种拦截制导效果进行性能比较,表明基于协同防御的最优导引与微分对策制导组合制导控制系统对水下拦截器的机动性能要求低,能有效完成拦截,具有较强的鲁棒性。     

Optimizing Flight Trajectories for Space Vehicles with an Additional Fuel Tank. II

We solve the optimization problem for space trajectories of spacecraft flights with an auxiliary fuel tank from a low round orbit of a man-made Earth satellite to a geotransitional orbit. Control over the spacecraft motion is performed with a jet engine of bounded thrust. To discard the auxiliary tank, one has to turn off the engine, which takes some known time. The mass of the discarded tank is assumed to be proportional to the mass of fuel spent, and the mass of the engine and additional constructions is proportional to the thrust-to-weight ratio. We minimize the value of injection impulse needed to transfer to the geostationary orbit for a given useful mass.In the second part of the paper the problem at hand is formalized as an optimal control problem for a collection of dynamical systems and is solved based on the corresponding maximum principle. In this work we solve boundary problems of the maximum principle numerically with the shooting method. As a result of solving the problem, we construct one- and two-revolution Pontryagin extremals. We perform a series of parametric computations that are used to determine optimal parameters of the spacecraft construction: the best thrust-to-weight ratio and the best distribution of fuel among the tanks.     

Attitude control algorithms for a descent vehicle returning from the moon

We consider the problem of attitude control of a descent vehicle in the Earth’s atmosphere returning from the Moon. A stabilization algorithm with a deadband and the optimal parameters, obtained with the numerical method, provide adequate landing accuracy and an allowable load factor under the influence of a set of disturbances. Using the method of mathematical simulation, it is shown that the fuel consumption is reduced by ~30% in comparison with the initial stabilization parameters for the descent from a near-Earth orbit.     

Guidance-Based On-Line Robot Motion Planning for the Interception of Mobile Targets in Dynamic Environments

This paper presents a novel method for the interception of moving targets in the presence of obstacles. The proposed method provides simultaneous positional interception and velocity matching of the target moving in a dynamic environment with static and/or mobile obstacles. An acceleration command for the autonomous robot (i.e., interceptor) is first obtained from a rendezvous-guidance technique that takes into account the kinematic and dynamic limitations of the interceptor, but not the motion of the obstacles. This command is subsequently augmented, though only when necessary, in order to avoid those obstacles that are about to interfere with the time-optimal motion of the interceptor. The augmenter acceleration command is obtained in our work through a modified cell-decomposition method. Extensive simulation and experimental results have clearly demonstrated the efficiency of the proposed interception method, tangibly better than other existing obstacle-avoidance methods.     

基于“标准-3”动能拦截弹的顺轨拦截方法研究

提出了针对大气层外机动目标的顺轨拦截方法,能够大幅度降低目标与拦截器之间的相对速度,缓和拦截器的过载需求,避免脱靶现象。采用“标准-3”拦截弹的公开参数建立数学模型,对大气层外机动弹头的顺轨拦截过程进行了仿真研究,仿真综合考虑了助推器和拦截器的质量变化、末制导初始对准误差、导引头的测量误差和盲区、动力学系统的响应延迟和过载约束。结果表明,在处于速度劣势的情况下,拦截器能够对机动目标进行精准碰撞,验证了顺轨拦截方法的工程实践意义。     

形成三星星座的最优脉冲变轨的控制与仿真

由于火箭发射入轨精度的限制,无法直接发射形成星座,星座的形成需要变轨。该文针对三星星座,进行星座发射中的最优脉冲式变轨研究,文中基于卫星相对运动状态转移方程,推出了星座双脉冲式变轨控制的理论解;利用遗传算法,对双脉冲式变轨的脉冲控制量进行了优化仿真;探讨了星座脉冲式变轨的工程实现途径,为工程应用和研究提供参考。     

航天器任意椭圆轨道最优转移问题研究

目前航天器最优转移轨道研究中,常忽略摄动力影响,仅考虑能量最优,且采用常值推力控制量,得到的转移轨道精度低,转移时间长,非理论最优。本文考虑地球非球形摄动力J2的影响,建立时间-能量综合最优性能指标,基于变推力控制量,研究了任意椭圆轨道最优转移问题。建立高斯拉格朗日状态方程,应用Pontryagin极小值原理和共轭梯度法求解最优转移问题;研究了J2摄动力对转移轨道根数、推力加速度和最优转移轨道的影响。结果表明:J2摄动力对转移轨道根数和推力加速度都有影响,不能忽略;时间-能量综合最优转移同时考虑轨道转移时间和能量消耗,优化结果更利于工程应用;最优推力加速度不是常值,即采用常值推力控制量得到的并非理论最优转移轨道。     

Optimization of a proton exchange membrane fuel cell membrane electrode assembly

A computational framework for fuel cell analysis and optimization is presented as an innovative alternative to the time consuming trial-and-error process currently used for fuel cell design. The framework is based on a two-dimensional through-the-channel isothermal, isobaric and single phase membrane electrode assembly (MEA) model. The model input parameters are the manufacturing parameters used to build the MEA: platinum loading, platinum to carbon ratio, electrolyte content and gas diffusion layer porosity. The governing equations of the fuel cell model are solved using Netwon’s algorithm and an adaptive finite element method in order to achieve near quadratic convergence and a mesh independent solution respectively. The analysis module is used to solve the optimization problem of finding the optimal MEA composition for maximizing performance. To solve the optimization problem a gradient-based optimization algorithm is used in conjunction with analytical sensitivities. By using a gradient-based method and analytical sensitivities, the framework presented is capable of solving a complete MEA optimization problem with state-of-the-art electrode models in approximately 30 min, making it a viable alternative for solving large-scale fuel cell problems.