月球低能返回轨道设计的混合自适应遗传算法

针对月球探测器低能量返回轨道设计问题,在椭圆四体问题下建立探测器动力学模型,考虑太阳引力与月球椭圆运动对探测器轨道的影响,并分析探测器低能量返回轨道的存在性与轨道动力学特性,以及针对设计月球最低能量返回轨道过程中模型强非线性、全局优化性能差等现象,提出了一种混合自适应遗传算法用于寻找月球探测器返回地球所需的最低能量以及对应的转移轨道,算法根据种群适应度数据自适应改变进化特征,提高了种群向全局最优点进化的效率,降低了计算量.仿真结果表明,此种算法可以精确高效地计算月球探测器返回地球所需的最低能量,所需的速度脉冲仅为传统的双曲拼接法的75%,显著节约了能源消耗.     

椭圆轨道编队飞行相对动力学初始化条件

Hill方程在椭圆轨道编队设计中具有一定的局限性,为解决这一问题,将基于Hill方程的圆轨道编队设计方法推广应用于椭圆轨道编队设计中．将T-H方程表示为参考轨道真近点角的显函数形式,推导椭圆轨道编队相对运动的状态转移矩阵．利用椭圆轨道编队相对运动动力学方程有周期解的要求,讨论椭圆轨道编队周期性运动的一般性初始化条件．最后通过数学仿真表明理论推导的正确性．推导的初始化条件可用于椭圆轨道编队队形初始设计或相对运动误差估计．     

一种有效的中椭圆轨道卫星星座设计与分析

利用椭圆轨道远地点特性和对地覆盖性能曲线，提出了一种纬度带连续覆盖中椭圆轨道卫星星座设计方法，并设计了一个覆盖我国所在纬度区域的具有三链路的中椭圆轨道卫星星座。通过仿真分析发现，中椭圆轨道星座具有覆盖率高、覆盖重数多等特点，在未来军事通信、导航、预警等领域具有广阔的应用前景。     

异构预警卫星星座设计与分析

针对北半球预警卫星的应用背景和设计要求,结合椭圆轨道的覆盖特点,提出了一种由中椭圆轨道卫星和赤道圆轨道卫星组成的异构预警卫星星座设计方案,并对该预警星座的预警性能进行了仿真分析。仿真结果表明,这种异构星座构形具有很好的区域覆盖性能。     

中国航天事业“三步走”

第一步神舟五号载人飞船 发射无人和载人飞船，将航天员安全地送入近地轨道，进行对地观测和科学实验，并使航天员安全返回地面。随着我国第一名航天员杨利伟于2003年10月16日成功返回，载人航天实现历史性突破．第一步任务已经完成。     

载人小行星探测最优两脉冲转移轨道优化设计

为实现对目标小行星的载人探测,提出一种时间严格约束条件下的最优两脉冲往返转移轨道设计与优化方法.针对载人小行星探测任务的特点,建立了两脉冲转移轨道设计方案,初步设计了两脉冲往返转移轨道,并且利用序列二次规划算法进行了轨道优化,得到了各转移阶段的发射、到达窗口和最优往返转移轨道.仿真结果表明,给出的最优两脉冲往返转移轨道单次施加脉冲能够控制在5 km/s以内,可以满足未来300 d内的能量较小的载人小行星探测任务.     

月面返回最优轨道设计

针对航天器月面返回问题,综合考虑月球自转,科里奥利力的影响,建立航天器在月球三维空间中较精确的动力学模型.以燃耗最优为指标,利用pontryagin极大值原理,得到航天器在月面返回动力上升段发动机推力方向的最优开环控制率.考虑终点位置和速度约束求解,最终求得可行的月面返回最优轨道.对今后的月球探测任务有一定的应用价值。     

基于椭圆形参考轨道的航天器泪滴形绕飞轨道设计

文章通过建立较小偏心率、以真近点角为变量的椭圆一阶无摄动相对运动方程,实现泪滴形绕飞轨道设计。在基于椭圆一阶无摄动相对运动方程和相应状态转移矩阵的基础上,对其相对运动初始值选取的约束条件(即封闭条件)进行了推导。最后由得出的新型零接近速度制导律,实现了在椭圆一阶无摄动相对运动上泪滴形绕飞轨道的设计和仿真。     

基于伪谱法的亚轨道飞行器返回轨迹优化设计

在亚轨道飞行器返回轨迹设计中,不仅要研究其可行轨迹的设计问题,还要研究在各种性能指标下的最优轨迹。文章采用伪谱法研究了亚轨道飞行器返回轨迹优化设计问题。为了便于应用伪谱法并加快优化速度,建立了以能量为独立积分变量的动力学方程,并进行了归一化处理,将终端时间自由的优化问题转化为固定积分区间的优化问题。考虑状态约束、控制约束、过程约束以及终端约束,采用伪谱法进行了亚轨道飞行器的返回轨迹优化设计。从算例的仿真结果可以看出,伪谱法可以较好完成亚轨道飞行器的返回轨迹的优化设计任务。     

单脉冲作用下卫星轨道的可达区域研究

文章提出了一种简单可行的方法,确定在卫星初始轨道上任意一点施加大小固定、方向任意的脉冲后生成轨道的可达区域;并对可达区域进行仿真验证了该方法的正确性和可行性。第2节和第3节内容主要以生成轨道为椭圆轨道的情况为例,分别研究初始轨道为圆轨道和椭圆轨道时卫星的可达区域,仿真结果与参考文献一致,从而证明了该方法的正确性和可行性。     

载人登月软着陆中手动控制制导方案研究

针对载人登月软着陆的接近段和着陆段,研究手动控制重新选址方案。首先引入了载人登月阶段划分,建立了登月舱动力学模型,然后对电视制导和舷窗制导2种手动控制选址方案进行了比较。电视制导方案中,宇航员能够直接在视场内选择新的着月点,并由自动控制系统实现对目标的制导;传统的舷窗制导要求宇航员全程参与控制,主要约束包括手动控制的延迟以及舷窗的视线范围,并且每次手动调节量有限。对2种制导方案的仿真结果表明,电视制导由于不受视线角约束,着月点可调整范围大于舷窗制导。同时电视制导对姿态机动的要求更高。并且宇航员重新选址操作进行得越早,着月点可调整范围越大。     

基于力反馈手柄的移动载人月球车操作控制系统

移动载人月球车相关技术的研究是我国未来载人登月探测的重要任务.根据载人月球车的需求,本文从航天员操作舒适度和操作工作空间出发,设计了一种面向载人月球车操作的力反馈手柄,在具体的场景设计下可以带给航天员力触觉感受,辅助航天员进行安全、有效的驾驶行为.基于力反馈手柄的移动载人月球车操作控制系统包含力反馈手柄、硬件系统、软件...     

一种基于θ-D次优控制的三维末制导律设计

最优制导律在求解Hamilton-Jacobi-Bellman(HJB)方程时十分困难。θ-D方法是一种基于State Dependent Riccati Equation(SDRE)方法的新型次优控制方法,能够获得HJB偏微分方程的近似闭环解。针对最优制导律在求解HJB方程时十分困难的问题,文章在考虑导弹自动驾驶仪动态特性和末制导的三维真实拦截情况下,建立导弹和目标的三维相对运动方程,基于θ-D次优控制方法,经状态重定义后对模型方程的伪线性化处理,得到闭环形式的θ-D三维末制导律。为验证所提出制导律的制导性能,分别针对目标不机动和机动的拦截情况进行了数值仿真。仿真结果表明,相比自适应变结构制导律,文中设计的θ-D三维闭环末制导律能克服自动驾驶仪动态延迟对制导性能的影响;对于目标作大机动逃逸的情况,其制导性能更优。     

地月转移轨道的快速设计方法研究

利用重叠圆锥曲线方法,针对着陆型和月球卫里型两种地周转移轨道,给出了一种地周转移轨道的快速设计方法．该方法无需轨道数值积分,直接从目标轨道参数出发,避免了圆锥曲线拼接法精度差的缺点,具有计算速度快、精度高的特点,可用于这两类地周转移轨道的初始设计．针对地球扁率(J2)的影响,给出了一种修正方法,提高了本方法的计算精确度．     

月球航天探测和月球测绘

19世纪60年代以来的几十年中,人类一直试图发射航天器对月球以及月球的远月面进行探测.美国和前苏联发射了各类月球探测器达70余个,对月球进行探测,至今已经完成了对月球重要的地学勘查,其中包括对全部月面的地形测绘和月球重力场测定.本文对月球航天探测的主要情况作了回顾,并概要介绍了月球地形测绘和月球大地测量.     

基于月貌匹配的视觉导航方法

针对月面探测器在接近、下降、着陆阶段所要完成的精确导航任务,提出了一种基于月貌匹配的月面探测器的视觉导航方法.月面探测器下降过程中,与探测器固联的CCD相机所拍摄的月面图像相对于图像数据库存在较大的旋转和缩放.采用Scale Invariant Feature Transform(SIFT)算法提取月貌特征并在图像数据库中进行匹配,克服了存在较大的旋转和缩放的图像的匹配问题.最后,利用月貌匹配点的地理信息,通过2D/3D位姿估计方法,估计出探测器在地理坐标系下绝对的位置和姿态.仿真结果表明该方法有效,可以应用在月面探测器在接近、下降、着陆段的导航任务中.     

月面巡视探测器的图像分割及识别方法

针对月面巡视探测器的识别技术,通过彩色图像识别的办法解决了在月面环境存在较强阴影区域对月面巡视探测器识别带来的影响,进行了多种彩色图像分割方法的比较,提出了多通道彩色分量融合的图像分割方法,并用线性分类器的模式识别理论对其原理进行了分析,用形态学滤波方法对分割后的图像进行了滤波,并用分割区域标识算法进行了识别区域的标识。试验表明,该方法能够适应各种光照条件的影响,具有较强的鲁棒性,对各种噪声有明显的抑制作用。该方法使彩色图像分割技术变得简单、可靠,并具有一定的通用性,可以应用到未来的月球探测中去。     

月球航天探测和月球测绘

19世纪60年代以来的几十年中,人类一直试图发射航天器对月球以及月球的远月面进行探测.美国和前苏联发射了各类月球探测器达70余个,对月球进行探测,至今已经完成了对月球重要的地学勘查,其中包括对全部月面的地形测绘和月球重力场测定.本文对月球航天探测的主要情况作了回顾,并概要介绍了月球地形测绘和月球大地测量.     

分箱式月球车的预测控制

设计了适应月球探测的分箱体可折叠的月球车移动机构.具有很大的柔性和很强的环境适应能力.为解决该移动系统的控制复杂性.基于一定的规则对复杂的月球车非线性模型进行建模,采用有控制约束的准Min-Max模型预测控制,实现从一个位置到另一个位置的运动.通过求解线性矩阵不等式(LMI)的凸优化获得状态反馈控制律,而LMI的可行性保证了闭环系统的稳定性.仿真表明在满足控制约束的条件下,采用预测控制实现对月球车移动系统目标探测是可行的.