木卫停泊轨道间低耗能小推力转移轨道设计方法研究

对木卫停泊轨道间的低耗能小推力转移轨道设计方法进行了研究,提出基于"类halo轨道截面"法的低耗能转移轨道参数化方法和基于配点法的多体Lambert问题求解算法,并利用全局优化算法得出了燃耗最少的初步优化结果;利用多体同伦法和固定近心点高度的多圈转移控制律得到了各段小推力转移轨道的有效设计结果.所提方法同样适用于其他天体间的转移轨道设计,为多体环境下低耗能小推力转移轨道提出了新的设计思路和方法.     

第七届全国空间轨道设计竞赛乙题解法

第七届全国空间轨道设计竞赛乙组题目是关于多星编队与重构的轨道设计问题.本文介绍了中国科学院光电研究院的设计方法和设计结果.设计方法包括整体设计思路、转移轨道寻优、编队方案搜索策略、连续推力轨道优化方法等,并在文中给出了具体设计步骤.搜索最优编队方案和连续推力轨道优化是提高性能指标的关键.最后,总结了此次竞赛中的体会与启示.     

2010年国际深空探测轨道优化竞赛的国防科技大学解法

国际深空探测轨道优化竞赛是国际航天界的一项大型综合性赛事, 直接反应了各国开 展深空探测任务轨道设计与优化的实力. 结合课题组参加2010年举办的第五届比赛情况, 从 初步分析、小行星序列选取、小推力轨道设计和轨道演算与数据输出四方面进行了比赛历程 回顾, 给出了最终的设计结果, 并总结了参加比赛的收获与不足.     

基于虚拟中心引力场方法的航天器转移轨道设计

空间机动技术是实现空间操作任务的基础,具有重要的研究价值. 研究了连续推力作用下航天器转移轨道设计问题,提出了一种基于虚拟中心引力场的轨道设计方法. 该方法有两大特点:(1) 能够将机动轨道设计问题转化为虚拟中心引力场参数的优化问题,简化了设计过程;(2) 对轨道形状或推力方向、大小不做任何假定,能够应用于一般情况下的机动轨道设计. 将该方法应用于航天器二维和三维的转移轨道设计,并和形状方法进行了对比分析. 仿真结果分析表明,采用该方法简化了轨道设计过程,为航天器快速轨道设计提供了新思路.      

第六届全国空间轨道设计竞赛冠军团队解法

第六届全国空间轨道设计竞赛题目乙是一个利用行星引力辅助最快飞出太阳系的轨迹优化问题,本文介绍了国防科学技术大学团队的求解方法. 该方法先基于构建的推力方向固定的小推力引力辅助优化模型得到最优的引力辅助行星序列,再通过对优化模型的改进和推力方向的优化得到更进一步的解. 求解结果表明该方法可以有效地优化出一条最快逃逸的轨道.     

连续小推力航天器的深空探测轨道优化方法综述

连续小推力作用下航天器的深空探测轨道的优化设计是一个存在大量局部最优解的全局优化问题. 轨道设计流程总体上分为全局优化和局部优化. 全局优化为粗略设计, 通常在对航天器受连续推力作用下的轨道作近似处理的前提下大致确定探测序列和时间节点. 局部优化方法可分为直接法、间接法和混合法. 直接法是将连续的问题离散成一个参数优化问题. 间接法是求解由变分法和极大值原理推导的满足一阶最优必要条件的两点或多点边值问题. 混合法利用间接法推导的方程, 再离散后优化求解. 本文综述当前轨道优化设计领域最新和最常用的方法, 分析各种方法的优缺点.     

COLLINEAR LIBRATION POINTS WITH CONTINUOUS LOW THRUST

研究了圆型限制性三体问题的平动点在连续小推力作用下的具体位置和动力学特征的变化. 研究表明,随着小推力方向在空间中的变化,平动点的具体位置也会发生相应的变化,文章详细阐述了这些变化的特征.针对航天任务中应用较多的共线平动点L1和L2,研究了其附近运动的稳定性状态,给出了线性条件稳定解,并在此基础上,构造了条件稳定解的高阶形式,将其结果与数值积分轨道进行了比对,两者符合得很好. 最后,进一步研究了共线平动点附近周期轨道族的演化状态,由于连续小推力引入的非对称性,周期轨道族会发生分岔现象.     

2010年国际深空探测轨道优化竞赛题目与竞赛结果

深空探测主要是指针对月球以远的天体和空间的探测活动. 自1959年前苏联发射``月球一 号'成功飞越月球以来, 人类发射了180多颗深空探测器, 已探测 了太阳系中除冥王星以外的主要天体及一些小行星. 早期探测器都采用脉冲推进方式, 推力 大、作用时间短, 可以采用几何方法设计轨道. 在未来的深空探测中, 将广泛采用高比冲连 续小推力方式, 轨道设计需要运用最优控制理论. 多目标、多任务探测的轨道优化设计, 实 际上是存在大量局部极值的全局优化问题. 为了探索轨道设计新理论和新方法, 促进同行交 流, 2005年欧空局新概念组(简称ACT)发起并组织了第一届深空探测轨道优化竞赛, 之后 每年由上届冠军接力主办. 参赛人员都是在科研一线从事轨道设计的专业人员, 来自大学的 参赛队伍中有些研究生. 在竞赛的4周时间内, 参赛队伍可动用任何人力和物力资源来解答 竞赛题目.     

一般形式的共振轨道研究

为了利用较小的推力使航天器的轨道产生较大的变化,可以利用共振原理来研究航天器的运动,称这样一类非开普勒轨道为共振轨道.将圆频率作为变量,通过合理地选择轨道描述参数、时间尺度和推力描述方式建立了一般形式的共振轨道模型,并基于仿真分析研究了共振轨道圆频率对共振轨道的影响.通过对地球-火星共振转移轨道的算例进行仿真分析,初步研究了共振轨道在星际探测轨道设计中应用的效果.研究结果表明:圆频率改变将对推力峰值产生影响;共振轨道在星际探测中的应用是可行的,并且在能量消耗方面优于Lambert轨道.     

三体轨道动力学研究进展

三体系统轨道动力学问题是航天动力学领域中的经典问题, 具有丰富的理论与工程意义, 并将在人类由近地延伸到深空的航天活动过程中起到至关重要的作用. 本文回顾并总结了三体系统轨道动力学相关研究进展, 并结合未来的深空探测的发展趋势, 展望了三体系统轨道动力学研究中的热点与挑战. 首先阐述了三体问题的研究背景及意义, 简要回顾了三体系统动力学模型的发展历程. 其次, 系统概述了三体系统平衡点附近的局部运动特性, 介绍了平衡点附近周期轨道解析与数值求解方法, 给出了拟周期运动的最新进展. 同时总结了共振轨道、循环轨道、自由返回轨道等三类三体系统全局周期运动的动力学特性与研究进展. 再次, 从不变流形理论和弱稳定边界理论两个方面综述了三体系统中低能量转移与捕获轨道设计的研究进展. 最后, 综述了三体系统轨道动力学在编队飞行、导航星座设计两方面的应用, 并展望了全月面覆盖轨道设计、三体系统下的小推力轨道优化和三体系统的三角平衡点开发利用中值得关注的轨道动力学与控制问题.      

2010年国际深空探测轨道优化竞赛的清华大学解法

介绍作者对国际深空探测轨道优化竞赛问题的解法, 包括全局优化方法和小推力局 部优化方法. 全局优化主要采用分枝定界法, 需要求解一系列Lambert问题. 局部优化采用 基于同伦方法的间接优化方法, 对协态变量初值进行了归一化, 在数值积分时构建了开关函 数检测方法以保证积分精度. 最后结合连续五次参加国际竞赛的经验和体会, 给出深空探测 轨道设计方面的研究展望.     

GENERAL FORM RESONANCE ORBITS

为了利用较小的推力使航天器的轨道产生较大的变化,可以利用共振原理来研究航天器的运动,称这样一类非开普勒轨道为共振轨道。将圆频率作为变量,通过合理地选择轨道描述参数、时间尺度和推力描述方式建立了一般形式的共振轨道模型,并基于仿真分析研究了共振轨道圆频率对共振轨道的影响。通过对地球——火星共振转移轨道的算例进行仿真分析,初步研究了共振轨道在星际探测轨道设计中应用的效果。研究结果表明：圆频率改变将对推力峰值产生影响;共振轨道在星际探测中的应用是可行的,并且在能量消耗方面优于Lambert 轨道。     

一种改进的轨道动力学模型

航天器的矢径可以分解为矢径模和单位矢量的乘积,利用该性质将传统轨道动力学方程分解为矢径模和矢径方向的动力学方程组,实现了航天器位置信息的分离;针对两个方程分别采用常数变易法和四元数描述方法,将轨道动力学模型转化为线性无奇异的方程组,同时得到了7 个新轨道变量,且建立了新轨道变量与惯性系下航天器位置速度信息以及轨道六要素之间的相互转换关系. 该轨道模型适用于任意形式的推力和摄动,避免了奇异性,且在虚拟时间的意义下,航天器的旋转角速度只取决于法向力;在常值推力和变推力的情况下,对该模型进行了数值验证,验证了新模型的可适用性、数值稳定性以及计算精度高的优势.      

电火箭星际航行：技术进展、轨道设计与综合优化

早在1963年, 钱学森先生在他出版的专著《星际航行概论》中阐述了星际航行研究的重要性以及电火箭技术在星际航行中的应用前景. 与传统化学推进相比, 高比冲电火箭或电推进技术有望为星际航行任务承载更多有效载荷以及实现更佳航行性能. 与此同时, 与电火箭技术应用相关的连续推力轨道分析与优化设计为航天轨道力学注入了新的研究内容, 并指导着电火箭星际航行的未来发展. 该文将依次介绍电火箭技术进展、连续推力轨道设计以及电火箭星际航行的综合优化问题, 力图描述电火箭应用于星际航行的基本内容与实现途径以及应用于载人深空飞行的设想.     

基于星历匹配法的载人小行星探测轨迹优化问题求解

对基于星历匹配法的载人小行星探测轨迹优化问题解法进行了研究. 提出星历匹配法的概念,利用其求出最优发射窗口初值与候选最优探测序列,然后利用遗传算法对特定探测序列的时间节点等参数进行优化,最后利用基于庞德里亚金极大值原理的同伦法进行小推力转化以求得最终探测轨道及其推力控制律. 结果显示星历匹配法可以快速准确地求出最优发射窗口初值与候选探测序列,这大大提高了载人小行星探测等多目标交会探测问题的求解效率.     

空间平台武器系统传递对准的机动方案设计

针对空间平台武器系统传递对准的机动方案设计进行了讨论。首先建立了考虑弹性形变的传递对准模型和空间导航解算所需的轨道运动学模型;然后提出了综合考虑对准精度、对准速度与能量损耗的相对性能指标;最后,选取"速度 姿态"匹配法从推力方向、推力变化曲线、推力周期个数及推力峰值等四方面分析了不同机动方案对传递对准结果的影响。仿真计算表明,推力按半正弦曲线变化、两轴依次重复助推的机动模式较好,而机动的时间和幅度则应根据性能指标选取适当的值。     

三维滑坡推力计算方法探讨

常规二维滑坡推力计算没有考虑其横向变化,导致设计过于保守,三维推力计算方法的提出则能体现滑坡推力的空间分布,解决二维存在的问题。本文在三维极限平衡法统一模型的基础上,建立了求解三维滑坡推力的统一公式。利用实例,通过二维推力计算与三维计算结果的对比分析,获得三维推力的横向分布函数,有效反映出三维滑坡推力的空间分布状态,所得三维滑坡推力应用于设计更合理。     

航天器最优受控绕飞轨迹推力幅值延拓设计方法

针对航天器燃料最优可变周期绕飞轨迹的求解问题, 提出了一种以推力幅值为延拓参数的延拓方法. 问题求解从最为简单的双脉冲绕飞轨迹出发, 首先利用有限推力替代脉冲推力, 设定推力序列为“开— 关— 开”,然后逐步减小推力幅值, 最终得到最小推力绕飞轨迹; 此后, 再逐步增加推力幅值, 结合主矢量曲线判断最优推力开关序列, 将最小推力解延拓至有限推力以及脉冲推力燃料最优解. 该方法通过对推力幅值的延拓, 实现了有限推力bang-bang 控制与脉冲推力燃料最优绕飞轨迹优化问题的一并求解, 同时避免了最优控制问题中协态变量的随机猜测. 慢速与快速绕飞算例的优化结果验证了所提出方法的有效性.      

多星编队构型重构全局优化策略1）--第七届全国空间轨道设计竞赛乙题解法

第七届全国空间轨道设计竞赛乙组题目以近地轨道卫星编队的燃料最优构型重构问题为背景,要求合理设计从星的相对飞行轨迹,构建尽可能多的目标构型,并考虑燃料消耗均衡分配问题.本文介绍了该题目的解法,包括问题分析、求解方案以及相关计算结果.由于燃料最优控制问题可用能量最优控制问题近似,文中采用能量最优连续推力优化模型近似计算燃料最优控制律.首先通过优化分析两两构型之间的燃料消耗,确定了构建4种目标构型的次序;然后综合考虑构型保持时间约束以及相位约束,采用混合PSO（particle swarm optimization）算法进行全局优化;最后将影响燃料消耗指标的从星相对飞行轨迹的连续推力段转化为bang-bang控制.     

THRUST-AMPLITUDE CONTINUATION DESIGN APPROACH FOR SOLVING SPACECRAFT OPTIMAL CONTROLLED FLY-AROUND TRAJECTORY

针对航天器燃料最优可变周期绕飞轨迹的求解问题, 提出了一种以推力幅值为延拓参数的延拓方法. 问题求解从最为简单的双脉冲绕飞轨迹出发, 首先利用有限推力替代脉冲推力, 设定推力序列为“开— 关— 开”,然后逐步减小推力幅值, 最终得到最小推力绕飞轨迹; 此后, 再逐步增加推力幅值, 结合主矢量曲线判断最优推力开关序列, 将最小推力解延拓至有限推力以及脉冲推力燃料最优解. 该方法通过对推力幅值的延拓, 实现了有限推力bang-bang 控制与脉冲推力燃料最优绕飞轨迹优化问题的一并求解, 同时避免了最优控制问题中协态变量的随机猜测. 慢速与快速绕飞算例的优化结果验证了所提出方法的有效性.