基于交会概念的最省燃料共面有限推力轨道转移方法

基于交会概念研究了卫星在平面内的最省燃料有限推力轨道转移问题，假设有一个飞行器已经在目标轨道上运动，此飞行器称为虚拟卫星，发动机推力大小为常值。方向可调。提供了适合于同平面轨道转移的卫星相对运动动力学模型，用Ｐｏｎｔｒｙａｇｉｎ极大值原理导出了最省燃料的推力控制策略，建立了状态和共轭状态的初始边界条件。     

基于交会概念的最省燃料异面有限推力轨道转移研究

基于交会概念研究了卫星在三维空间的最省燃料有限推力轨道转移问题。假设有一个飞行器已经在目标轨道上运动,此飞行器称为虚拟卫星。只要控制真实卫星与虚拟卫星软交会,就实现＊了真实卫星向目标轨道的转移。假定发动机推力大小为常值,方向可调。提供了真实卫星的相对运＊动动力学模型,用Ｐｏｎｔｒｙａｇｉｎ极大值原理导出了最省燃料的推力控制策略,建立了状态和共轭状态的初始边界条件。导出的两点边值问题由牛顿代方法求解。仿真结果验证了所提供方法的有效性。     

基于标称轨道的小推力轨道设计方法

研究了推力可变情况下燃料最省小推力轨道转移问题。分析了传统轨道优化模型在数值求解过程中存在的困难,通过引入标称轨道的概念,提出了一种新的轨道优化模型———标称轨道优化模型。新的轨道优化模型克服了传统轨道优化模型在数值求解中存在的困难,并具有收敛速度快、初始猜测容易的优点。以飞行器从地球向火星的小推力转移为例,验证了标称轨道优化模型的正确性。最后给出了标称轨道优化模型的主要用途及适用范围。     

基于改进配点法的星际小推力轨道设计与优化

星际小推力转移轨道的设计与优化是深空探测研究中的关键技术之一.传统的标准配点法是求解问题非常有效的方法,但计算精度较低.针对双积分轨道动力学模型给出了改进配点算法,在不增加非线性规划问题约束的条件下,采用四阶Gauss-Labatto积分式处理系统微分方程,提高了配点法的计算精度.然后以地球-金星的燃料最省小推力转移轨道为例,分别采用标准配点法和改进配点法对其进行了优化设计,并分析比较了优化结果.数值计算结果验证了改进配点法的有效性.     

考虑J2项摄动的小推力燃料最优转移轨道设计

为优化得到考虑地球扁率J2项摄动影响的小推力燃料最优转移轨道,提出了一种3次同伦方法.构造较简单的采用"线性引力",且不考虑J2项摄动的大推力能量最优转移轨道作为同伦初始问题.引入3个同伦参数,分别对动力学模型、推力大小和性能指标进行同伦,根据极小值原理推导得到同伦过程中的最优控制律,并通过跟踪同伦参数的连续变化求解一系列的同伦迭代子问题,分别得到J2摄动模型下的大推力能量最优转移轨道和小推力能量最优转移轨道,并最终优化得到小推力燃料最优转移轨道.以航天器与位于太阳同步轨道的碎片的交会任务为算例进行数值仿真,验证所提出的3次同伦方法在求解J2项摄动影响下的小推力燃料最优转移轨道优化问题中的有效性.结果表明,利用打靶法容易对同伦初始问题进行求解,在同伦过程中能连续稳定地跟踪同伦参数,进而得到所需的燃料最优小推力转移轨道,利用该方法能有效地解决J2项摄动导致的非线性强、推力小、转移圈数多等原因所导致的一般数值优化算法不易收敛的难题.     

最省燃料消耗的发射轨道问题讨论

在有限推力发射轨道的大量数值仿真与分析的基础上，讨论了文献［２］、［７］冲量式最优发射轨道的有关方法和结论的可信度，并验证了这些方法和结论的正确性，从而得出有限推力发射轨道最省燃料消耗问题中具有工程实际意义的结论。     

卫星对空间目标悬停的最优控制

从卫星相对空间目标的Hill方程出发,提出了悬停轨道的最优控制策略,即保证在连续推力控制最省燃料的情况下,卫星运行在新的悬停轨道上,而非开普勒轨道.将悬停问题转化成为带有约束的最优控制问题,通过应用技术思想和控制参数化时间尺度变换技术得到一个标准的最优控制问题,进而求得最优控制律.仿真结果表明,在一段时间内对空间目标实施轨道悬停是可行的.     

AOTV的最优控制问题研究

研究了气动辅助轨道转移飞行器(AOTV)在执行HEO-LEO(High Earth Orbit-Low Earth Orbit)过渡任务时的最省燃料飞行方案,以及大气内飞行的最优控制问题。首先将最省燃料指标折衷为相应的大气入口、出口条件,然后以出口误差最小为大气内飞行的最优控制指标,应用Pontriagin极大值原理给出了最优控制规律,通过解两点边值问题得到最优状态和最优控制的时间历程。仿真结果验证了本文处理方法的有效性。     

利用高斯伪谱法求解最优气动辅助轨道转移

将高斯伪谱法用于共面高轨道到低轨道航天器气动辅助轨道转移的研究。通过将燃料最省指标转化为最佳大气入口、出口条件,将大气内飞行时间最短作为优化指标,利用高斯伪谱法对大气内飞行轨迹进行了优化求解。通过与霍曼轨道转移相对比,气动辅助变轨明显地降低了燃料消耗。同时,说明了高斯伪谱法能够有效地求解最优轨道转移问题。     

基于改进遗传算法的有限推力远程导引变轨策略

航天器在轨道转移过程中存在推力弧段,与脉冲轨道转移相比,有限推力轨道转移能够反映航天器在真实环境中的工作状态.本文采用改进遗传算法求解远程轨道能量最优的多脉冲变轨方案,在脉冲点处将脉冲量转换为推力弧段上的有限推力,实现了多脉冲机动远程导引向有限推力下远程导引变轨的转换,并对有限推力变轨方案速度增量方向进行修正,修正后变轨方案精度显著提高,与目标轨道相对位置误差大幅减小.     

Design and optimization of low-energy transfer orbit to Mars with multi-body environment

This paper discusses the problem of design and optimization of low-energy transfer orbit with multi-body environment. A new integrative method is proposed to effectively solve the problem, in which the parameterized patched manifolds in CR3BP(circular restricted three-body problems), the shape-based method with multi-body environment, the homotopic method with multi-body environment, and the low-thrust capturing and descending algorithm with multi-body environment are all included. Firstly, the parameters describing the patched manifolds in CR3 BP are optimized until the least total absolute velocity increment has been got, including the employment of the shape-based method with multi-body environment. Secondly, the low-thrust control laws of the transfer orbit are optimized employing the homotopic method with multi-body environment that transfers the fuel optimization problem to an easier energy optimization problem. Thirdly, the low-thrust descending orbit around Mars is computed using the laws proposed in this paper. As a typical example, the Earth-Mars transfer orbit design is discussed. The results showed that the parameters describing the patched manifolds could be optimized by the DE(differential evolution) algorithm effectively; the homotopic method with multi-body environment could get the optimal value that meets the first order optimality conditions; and the low-thrust descending orbit could effectively be captured by Mars and finally become a circular parking orbit around it by the hypothesis control laws proposed in this paper. It shows that the final fuel cost is much less than the optimal transfer in the patched two-body problems. In conclusion, the method proposed in this paper could effectively solve the low-energy low-thrust optimal control problem in multi-body environment for the future deep space explorations.     

Optimization of multi-revolution low-thrust transfer based on modified direct method

A modified direct optimization method is proposed to solve the optimal multi-revolution transfer with low-thrust between Earth-orbits. First, through parameterizing the control steering angles by costate variables, the search space of free parameters has been decreased. Then, in order to obtain the global optimal solution effectively and robustly, the simulated annealing and penalty function strategies were used to handle the constraints, and a GA/SQP hybrid optimization algorithm was utilized to solve the parameter optimization problem, in which, a feasible suboptimal solution obtained by GA was submitted as an initial parameter set to SQP for refinement. Comparing to the classical direct method, this novel method has fewer free parameters, needs not initial guesses, and has higher computation precision. An optimal-fuel transfer problem from LEO to GEO was taken as an example to validate the proposed approach. The results of simulation indicate that our approach is available to solve the problem of optimal muhi-revolution transfer between Earth-orbits.     

Multi-revolution low-thrust trajectory optimization using symplectic methods

Optimization of low-thrust trajectories that involve a larger number of orbit revolutions is considered as a challenging problem.This paper describes a high-precision symplectic method and optimization techniques to solve the minimum-energy low-thrust multi-revolution orbit transfer problem. First, the optimal orbit transfer problem is posed as a constrained nonlinear optimal control problem. Then, the constrained nonlinear optimal control problem is converted into an equivalent linear quadratic form near a reference solution. The reference solution is updated iteratively by solving a sequence of linear-quadratic optimal control sub-problems, until convergence. Each sub-problem is solved via a symplectic method in discrete form. To facilitate the convergence of the algorithm, the spacecraft dynamics are expressed via modified equinoctial elements. Interpolating the non-singular equinoctial orbital elements and the spacecraft mass between the initial point and end point is proven beneficial to accelerate the convergence process. Numerical examples reveal that the proposed method displays high accuracy and efficiency.     

基于最优状态反馈的小推力转移轨道制导策略

针对小推力变轨技术研究中的难点之一——飞行器的制导问题,提出了一种基于最优状态反馈的自主制导策略。首先利用传统Gauss型运动方程,推导出三个轨道根数增大最快的独立控制律;然后根据当前根数与目标值的偏差量对独立控制律进行加权组合;最后为高效可靠地获得最优制导律,采用一种遗传算法和逐次二次规划相结合的混合方法对权重进行了优化。该制导算法设计简单,无须预存参考轨道,能够实现飞行器的自主制导,并且具有燃料消耗次优的特点。仿真计算验证了该算法的有效性。     

Modified shapebased method for threedimensional trajectory design

Although the shape-based method has been proven to be useful for low-thrust trajectory design,and be capable to provide near-optimal solution for a more accurate trajectory optimization method,it is sl...     

自适应TSKF的空间电推进机动目标跟踪

非合作机动目标跟踪是地球静止轨道卫星进行状态监测、维修维护等复杂航天任务的前提.出于推进效率考虑,下一代高轨卫星将优选全电推进配置,但电推进的连续小推力机动特性致使基于CW方程的经典非合作目标跟踪算法期望有偏,两段状态估计法在稳态估计性能与机动跟踪响应间存在矛盾.为了解决电推进下对机动目标的快速跟踪估计问题,采用滤波误差理论对经典算法性能衰减因素进行分析,得到机动加速度至滤波新息的转移矩阵演变特性,进而提出一种自适应变维两段状态估计法.改进方法基于目标机动检测信息修正偏差滤波器的观测阵以匹配上述演变特性,使其在目标非机动区间性能与经典相对导航跟踪算法等效,在机动区间性能与两段状态估计算法等效,同时具备更快的跟踪响应特性.仿真结果表明,本算法对非合作目标的稳态跟踪性能与传统经典算法一致,跟踪响应速度提升4~5倍,是对空间非合作机动目标连续小推力机动下跟踪问题的有益探索.     

基于遗传算法的车辆路径规划问题研究

本文研究了基于遗传算法（GA）的车辆路径规划问题（VRP）,对传统遗传算法做了适当的改进,提出了邻域搜索的GA算法,采用独特的初始种群构成方法并通过站队替换法维持种群的规模。实验结果表明,该算法与拟退火及禁忌搜索算法相比具有优势。     

近地小行星探测任务月球借力逃逸转移混合优化方法

利用月球借力能够提升送入深空的有效载荷的质量。设计月球借力深空逃逸轨道主要有两种方法:正向法将借力轨道参数化后,利用全局优化算法进行优化,该方法思路直观,但优化参数多,导致计算耗时长,收敛稳定性差;反向法先确定日心段最优轨道,再拼接月球借力地心段轨道,该方法计算耗时少,但模型精度差,并且不容易收敛到全局最优解。为了快速求解月球借力深空逃逸轨道,本文在已有方法基础上提出混合优化方法。提出的混合优化方法充分利用反向法收敛速度快和正向法精度高的优点,先以反向法的多目标优化Pareto解集为参考轨道,再在参考轨道附近开展局部优化,利用正向法使用全局搜索算法,快速获得最优转移轨道。以探测近地小行星1989 ML和2003 SM84为例进行了数值仿真,仿真结果显示混合优化法解的收敛稳定性和计算效率相比正向法提升显著,改进后解的收敛稳定性提升至原来的3~4倍,计算时间缩短50%。仿真结果表明混合优化法对解的收敛稳定性和收敛效率提升效果显著。