基于遗传算法的最优多脉冲交会轨道设计

为了解决燃料最省和时间-燃料组合最优的航天器轨道交会问题,采用遗传算法对最优多脉冲交会轨迹进行设计.把最优脉冲的幅值、方向和真近点角作为编码变量,根据最优交会问题的终端边界条件和必要条件来设计适应度函数.该方法分别用于最优双脉冲交会、具有初始滑行段的最优双脉冲交会、最优三脉冲交会和时间-燃料组合最优三脉冲交会四个仿真实例.将仿真结果与牛顿法求解的精确最优解比较,可以看出用遗传算法求解的最优解具有较高精度,证明了该方法的合理性和有效性.     

平动点卫星的脉冲轨道保持策略

首先给出了系统的动力学模型并计算了标称轨道;然后分析了脉冲轨道保持策略,讨论了基于标准脉冲的轨道保持策略;最后在考虑发射偏差、导航误差和机动速度偏差的情况下蒙特卡罗模拟给出了统计性的结果。在最小控制间隔为30天,最小机动速度为0.02 m/s的条件下,轨道保持4年消耗的速度增量平均为0.44 m/s,平均控制间隔为71.5天。基于标准脉冲的轨道保持策略需要更多的速度增量,并且消耗的速度增量随着标准脉冲幅值和最小控制间隔的增加而增加。     

近圆轨道自主交会中测量误差对导引精度的影响

在自主空间交会任务中,星载量测系统的测量精度会对末端控制效果产生较大的影响。文章从自主近程导引的多脉冲控制律出发,通过解析方法分析测量误差对多脉冲控制精度的影响,并在此基础上,提出一种逆向算法以解决当指定导引的末端控制精度要求时,如何确定相应的测量误差的允许范围才能满足所期望的控制效果。最后仿真表明,通过逆向算法获得的测量允许误差,可以理想地达到要求的末端控制精度。     

同平面高低地球轨道气动辅助空间交会

为了实现同平面气动辅助空间交会,首先分析了其必须满足的2个必要条件:轨道转移问题和调相问题。然后分析了同平面HEO-LEO霍曼轨道转移技术及其调相问题。最后通过应用最优控制理论,求解一个典型同平面高轨道向低轨道转移的最优轨迹,确定了OTV在大气作用阶段轨道相角的变化大小。进一步依据空间交会理论得到了同平面HEO-LEO气动辅助空间交会所必须满足的标准相角的计算公式,并分析了气动辅助空间交会的调相问题。最后将霍曼方法和气动辅助方法进行了比较,得出了气动辅助空间交会不但可以节省燃料,而且能够在合理的时间内实现空间交会的结论。     

探测器交会小天体的UPF自主导航方案

采用基于目标天体信息的光学导航方案实现探测器交会小天体,利用导航相机提高了定轨精度和星历精度。在此基础上,针对深空导航的轨道确定过程中可能存在的初始估计信息误差较大、状态及量测误差不服从高斯分布等问题,将UPF(Unscented Particle Filter)引入到导航方案中。该方案利用UPF在处理非线性非高斯问题上的优势,克服了EKF、UKF、PF等传统滤波方案对非线性非高斯状态模型、量测模型的近似处理所带来的影响。数值仿真表明了该方案的可行性。     

最优频率控制的电池脉冲充电技术

提出一种最优频率控制的脉冲充电技术,用来改善电动汽车用动力电池的充电回应．建立了基本的数学模型,分析其工作原理,当用最优频率控制脉冲充电时电源与电池相匹配,输出的功率最大．通过分析可知：该方法不仅提高了充电效率,同时加快了充电速度．     

三轴稳定卫星点目标观测任务优化调度技术

首先进行了三轴稳定卫星观测问题的背景分析,建立了相应的数学模型,进而提出了一种基于遗传算法和模拟退火算法的混合遗传算法,通过多个仿真算例验证了其有效性,并与模拟退火算法的运算结果进行了比较分析,结果表明其运算速度和全局寻优能力均优于单独使用模拟退火算法。     

利用遗传算法搜索小天体探测最优发射机会

针对传统pork-chop图方法计算量大、计算效率低的问题,提出了一种基于遗传算法的小天体探测发射机会搜索方法。该方法以探测任务所需总的速度增量为目标函数,采用遗传算法作为搜索寻优算法,通过对星历的计算和Gauss问题的求解,将复杂的多变量非线性搜索寻优问题简化成一个两变量的搜索寻优问题,减少了编码数量和搜索空间,使其具有全局搜索功能和快速收敛特性,提高了计算效率。最后以近地小行星4660 Nereus为例,对其在2008-2012年采用两脉冲转移的交会型探测任务的发射机会进行了搜索。仿真计算结果表明：所给出的搜索方法与传统的搜索方法得到的结果一致,且所用时间仅为传统方法的4．19％。     

自适应扩展卡尔曼滤波在卫星姿态确定系统中的应用

扩展卡尔曼滤波(以下简称EKF)算法应用于卫星姿态确定系统时需要已知精确的系统模型及过程噪声和观测噪声统计特性,并有计算量过大的问题。本文在EKF算法中加入噪声观测器,构成自适应扩展卡尔曼滤波算法(Adaptive Extended Kalman Filter,以下简称AEKF),使系统能够在传感器噪声统计特性未知的情况下,依然获得较高的系统状态估计精度,增强了系统的鲁棒性。并且AEKF算法简化了系统状态方程,相对于EKF算法减少计算量。经数学仿真验证,AEKF算法能较好地对传感器噪声的统计特性进行在线估计,使姿态确定系统正常工作,有较高的工程应用价值。     

复合控制拦截弹的神经网络姿态控制

为了有效地调整复合控制拦截弹的姿态运动,提出了一个姿态控制方法。首先基于动量矩定理建立了拦截弹姿态运动的数学模型,然后针对数学模型和推力器点火逻辑的特点,设计了拦截弹姿态运动系统的神经网络控制器。使用常规方法获取基本的控制器,通过神经网络对常规控制器的控制参数进行调节,最后利用最优原理求出了拦截弹期望的俯仰控制力矩和偏航控制力矩。仿真结果表明,该姿态控制方法能够有效地实现拦截弹的精确姿态控制,并且具有较好的动态性能。     

连续小推力航天器轨道交会问题的制导律设计

使用高比冲的小推力推进系统为执行机构,设计空间交会问题的燃料最优时间连续制导律.首先给出轨道交会问题的数学模型,并给出最优控制问题的目标函数和约束条件;然后利用直接法将控制变量离散化,通过参数寻优得到对应燃料最优的控制变量参数和转移时间常数;最后针对点火时刻误差问题,分析了实际轨迹与名义最优轨迹的偏差,并利用微分代数工具求取部分控制变量的修正值,以保证航天器满足轨道交会的终端位置约束.     

基于流形插入的日地系Halo轨道转移轨道设计

研究了入轨点在流形上不同点的Halo轨道转移轨道设计。首先给出了仿真的数学模型,计算了Halo轨道及与其相连的不变流形,然后简单介绍了转移轨道设计的微分修正方法,最后以Halo轨道距离地球最近的流形为标称流形,使用微分修正算法计算入轨点在流形上不同点的转移轨道,分析入轨点对转移轨道需要的速度增量、飞行时间的影响。数值仿真表明,入轨点机动速度存在3个局部极小值;相比ISEE-3卫星,在飞行时间相同的条件下,在第2个局部极小值附近进行流形插入可以节省约10m/s的速度增量。     

空间交会对接中的安全轨迹研究

本文根据交会相对运动方程，给出动力学方程的解析解，推导出安全接近的最佳方位，并给出轨迹选择的数学表达式和计算步骤，从而为今后空间交会对接接近轨迹和保持点的选择提供理论依据．     

针对非合作目标的中距离相对导航方法

提出了一种自由飞行机器人在中距离(几千米至几十米)范围内对非合作目标的导航方法,基于视觉导航相机和激光测距仪的组合测量方案,结合姿态敏感器和惯性器件的测量信息,通过推广Kalman滤波方法来估计自由飞行机器人与非合作目标的相对位置和速度信息。在近共面轨道和中距离接近的假设下,给出了一种简化的导航算法,在目标轨道参数未知的情况下也可以进行相对运动参数的估计,从而降低了算法的复杂性和运算量。仿真结果验证了上述导航方法和算法对非合作目标中距离相对导航的有效性,并获得了较好的导航精度。     

航天器自主规划系统分析与设计

首先提出了一种包括规划与调度、执行以及执行监控与故障诊断的航天器自主控制系统。在此基础上,重点针对航天器分系统众多、组成复杂、知识表示困难的特点,提出了基于分层结构的航天器自主规划与调度系统的设计方法。该方法能够有效地表示和管理航天器的相关知识,并能根据给定的高级任务目标,结合自身状态进行推理,搜索出合理的指令序列,当发生故障或其他紧急情况时,能够进行重规划。     

考虑性能约束的航天器近距离悬停控制

本文主要研究了考虑预设性能的航天器交会对接中的近距离悬停控制问题.针对追踪航天器近距离悬停控制问题,首先基于追踪航天器的姿轨耦合模型设计了线性滑模控制器实现了近距离悬停任务.在此基础上,为对系统收敛过程中系统状态的暂态性能进行约束,设计了基于预设性能的滑模控制器.同时,为减少系统状态的收敛时间,针对预设性能中的性能函数...     

自适应扩展卡尔曼滤波在卫星姿态确定系统中的应用

扩展卡尔曼滤波（以下简称EKF）算法应用于卫星姿态确定系统时需要已知精确的系统模型及过程噪声和观测噪声统计特性,并有计算量过大的问题。本文在EKF算法中加入噪声观测器,构成自适应扩展卡尔曼滤波算法（Adaptive Extended Kalman Filter,以下简称AEKF）,使系统能够在传感器噪声统计特性未知的情况下,依然获得较高的系统状态估计精度,增强了系统的鲁棒性。并且AEKF算法简化了系统状态方程,相对于EKF算法减少计算量。经数学仿真验证,AEKF算法能较好地对传感器噪声的统计特性进行在线估计,使姿态确定系统正常工作,有较高的工程应用价值。