基于自适应增强随机搜索的航天器追逃博弈策略研究

针对航天器与非合作目标追逃博弈的生存型微分对策拦截问题,基于强化学习研究了追逃博弈策略,提出了自适应增强随机搜索(adaptive-augmented random search,A-ARS)算法。针对序贯决策的稀疏奖励难题,设计了基于策略参数空间扰动的探索方法,加快策略收敛速度;针对可能过早陷入局部最优问题设计了新颖度函数并引导策略更新,可提升数据利用效率;通过数值仿真验证并与增强随机搜索(augmented random search,ARS)、近端策略优化算法(proximal policy optimization,PPO)以及深度确定性策略梯度下降算法(deep deterministic policy gradient,DDPG)进行对比,验证了此方法的有效性和先进性。

火箭着陆制导的二阶皮卡切比雪夫牛顿类方法

针对火箭一子级着陆问题,提出一种基于二阶皮卡-切比雪夫-牛顿类算法的制导方法。基于动力学方程的自然二阶皮卡迭代格式及切比雪夫多项式,将连续时间动力学方程进行离散化处理;将考虑终端约束的着陆问题转化为关于终端约束函数的非线性最小二乘问题,并采用高斯-牛顿方法求解该问题;在此基础上,在高斯-牛顿法的迭代过程中引入投影方法,实现推力的不等式约束。基于上述算法设计闭环制导并完成着陆段数值仿真。仿真结果表明,该制导方法具有较好的终端精度及计算效率。

可装配式飞行视景仿真系统的设计与实现

根据飞行仿真的实际需要,详细分析了飞行仿真系统的设计思想,提出可装配式设计方法,利用可扩展标记语言XML进行数据的存储、处理和呈现,结合分布仿真技术,提供友好的用户界面,构造复杂的场景和三维实体模型,对视景资源和驱动数据进行装配。系统基于VC++6.0和Vega3.7开发,具有快速开发和较广的通用性。

吸气式空天飞行器闭环上升制导研究

闭环上升制导是吸气式空天飞行器达到快速优化、实时规划以及自主制导的必然要求。采用GHAME吸气式空天飞行器作为研究对象,提出了闭环上升制导最优控制方案,重点论证了该方案不存在关于节流阀值的奇异问题,并阐述了最优推力控制的Bang-Bang控制。引入有限差分法求解两点边值问题,并通过终端时刻调节算法求解终端时刻自由问题。仿真结果表明,所提出的闭环制导算法是有效、可行的,具有显著的优越性。

美国喷气推进实验室人工智能技术发展现状与分析

美国喷气推进实验室(JPL)始创于1936年,由西奥多·冯·卡门领导创建,隶属于美国航空航天局(NASA)。它是美国太空探索和火箭发射研究的先驱机构,也是世界上最著名的航天研究机构之一。自2001年开始,JPL实验室将人工智能技术作为其重点发展的技术方向,在自然灾害的智能监测与预警、航天器与测控设施的智能故障预测与维护、航天器任务的智能规划与调度、航天器探测数据的在轨智能处理、深空探测器智能感知与控制等技术领域开展了大量研究工作,取得了丰硕的研究成果,并成功应用在多个航天任务中。

平动点双脉冲转移轨道的快速计算方法

针对限制性三体问题中的平动点双脉冲转移,提出一种高效的计算方法。通过利用基于二维插值的数值流形近似方法对流形进行近似计算,同时利用二体模型下的圆锥曲线近似流形拼接段,根据经典轨道要素推导得到完成拼接所需的速度增量,避免在优化过程中对流形的重复积分计算,以及在三体模型下对拼接段的迭代计算,从而显著提高计算效率。然后推导得到三体问题下的主矢量理论,可将其用于对优化所得的双脉冲转移轨道进行燃料最优性的验证。最后,以航天器从近地圆轨道到地月系L1点的halo轨道的双脉冲转移为例进行数值仿真,验证数值流形近似算法和二体模型近似脉冲的有效性,并表明该方法在优化过程中具有高效性。

求解中途飞越燃料最优转移轨道的同伦方法

提出一种新的同伦方法,用于求解深空探测中对其他天体进行中途飞越的小推力燃料最优转移轨道,克服由于其存在内点约束及不连续Bang-Bang控制所导致的数值优化方法的求解困难。该同伦方法将同伦参数同时嵌入到性能指标和内点约束方程中,将容易求解的无内点约束且控制量连续变化的最优控制问题作为初始问题,求解一系列同伦参数递增所对应的同伦迭代子问题,直到得到原问题的解。该方法能够有效地解决中途飞越所导致的优化变量增加、求解难度增大等难题,能够快速、稳定地求解考虑中途飞越的小推力燃料最优转移轨道。最后,以地球到火星交会并中途飞越小行星和地球到木星交会并中途飞越火星两个任务为例进行数值仿真验证该同伦方法在求解中途飞越的燃料最优问题中的有效性和优越性。

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.

一种计算三体问题周期轨道的新方法

针对三体问题周期轨道计算方法存在计算量大、改变雅可比能量和局限于计算特定周期轨道等不足,本文提出了一种计算周期轨道的新方法。首先建立了一种初始点和投影点关系的改进型庞加莱截面图,能够更直观地反映随着初始点改变周期轨道的演变和分叉;其次基于改进的庞加莱截面图,通过初始点与投影点的对应关系筛选出可能存在周期轨道的候选区间;然后在该候选区间内利用状态转移矩阵给出距离周期轨道初始点真实解非常接近的初始猜想;最后采用打靶法求解能够快速得到周期轨道的数值解。本文方法不需要改变三体系统的雅可比能量,迭代次数少,能够快速计算得到大范围、具有x轴对称性的周期轨道。以地月圆形限制性三体问题为例进行仿真,验证了该方法的快速性和有效性。

地月低能轨道转移的混沌控制方法

针对航天器在混沌区域的滑行时间过长,提出一种低能地月轨道转移的混沌控制方法。首先通过地月圆形限制性三体问题(CRTBP)的庞加莱截面图,将混沌区域进行分层并分析其规律,再利用混沌轨道对初始状态高度敏感的特性,在尽可能减少运送时间的前提下实现地月低能轨道转移。该方法的优点是利用混沌区域的固有规律,不需要依靠周期轨道特性。仿真结果表明,本文提出方法仅需施加2~4次脉冲,明显缩短混沌区域的滑行时间,从而实现地月低能转移。

混沌多步控制在地月轨道转移中的应用

为了减少低能地月轨道转移时航天器在混沌区域的滑行时间,提出一种混沌多步控制方法。利用地月圆形限制性三体问题下航天器轨迹的运行规律和混沌轨道对初始状态高度敏感的特性,通过自适应粒子群优化算法计算出混沌控制每一步的最优扰动,进而实施多步控制实现地月低能轨道转移。该方法不需要依靠周期轨道和随机大量搜索,能够有效地实现地月低能轨道转移,并在耗费能量很小的前提下显著地缩短航天器在混沌区域的滑行时间。最后,数值仿真结果验证了所提出算法的正确性和有效性。

基于同伦方法三体问题小推力推进转移轨道设计

提出一种基于同伦方法限制性三体问题小推力推进转移轨道设计方法。首先根据最优控制原理分析了航天器在轨道转移中不同性能指标时的最优控制律,然后引入同伦参数构造新的性能指标,在基于遗传算法和打靶法得到能量最优的解基础上,采用伪弧长法跟踪同伦轨迹,进而得到燃料最优的转移轨道。最后对地月系下从GEO轨道到L1点Lyapunov轨道的转移轨道进行优化。仿真结果表明:利用遗传算法能优化得到较为合适的流形拼接点和协态变量初始值,利用打靶法能有效地优化得到小推力燃料最优转移轨道。

基于准流形方法日地系L3点转移轨道设计

针对深空探测中轨道转移时间长且能量消耗较大的问题,提出基于准流形实现从地球停泊轨道到日地系L3点转移轨道的设计方法。在日地限制性三体问题模型下,在L1点或L2点Halo轨道上施加扰动推力,构造准流形,利用其非线性三体动力学特性,通过霍曼转移轨道与近地轨道进行拼接,使航天器进入准流形后能够无动力滑行到L3点附近区域。在准流形与L3点周期轨道交点,施加速度脉冲,使航天器进入相应周期轨道,从而完成轨道转移。仿真结果表明,利用该方法所得结果与基于不变流形的转移轨道相比,能将速度增量从4 398m/s减少为4 014m/s,并将转移时间从9年以上缩短到7.3年以内,有效地提高了航天器的工作效率。

基于同伦方法的地月系L_2点小推力转移轨道优化

针对地月系下航天器从GEO轨道到L2点的时间最优小推力转移轨道问题,基于庞德里亚金极值原理,推导了限制性三体问题模型下的小推力转移轨道优化问题的最优性一阶必要条件,即推力保持最大值,且方向始终沿主矢量反方向,并将优化问题转换为两点边值问题。通过与同伦方法相结合,解决了间接法求解过程中收敛域小的困难。首先构造了针对推力幅值进行同伦的同伦函数,以大推力幅值的轨道转移问题作为同伦初始问题,然后选取连续同伦中的伪弧长法为同伦曲线跟踪方法,通过迭代求解了不同同伦参数值下的子问题,最终得到原问题下的小推力转移轨道。最后,在数值仿真中得到了不同推力值下的转移轨道,验证了该同伦方法在求解小推力转移轨道中的有效性。

组合导航系统快速原型设计

为加快捷联惯性导航/卫星定位组合导航系统(Strapdown Inertial Navigation System/Global Positioning System,SINS/GPS)从算法到硬件产品的实现过程,采用快速原型技术进行设计.该方法在1个统一的Matlab/Simulink开发环境中建立系统模型并进行数字仿真;借助RT-LAB快速原型开发平台和实时工作间(Real-Time Workshop,RTW)为系统模型自动生成代码并加载到目标机和DSP硬件;实现SINS/GPS组合导航系统DSP硬件在回路仿真的快速原型设计.系统实时仿真结果与数字仿真结果一致,表明其具有开发周期短、实时性能好等优点.

运载火箭级间分离与碰撞检测分析

针对分离的方案要求,建立相应的分离体六自由度数学模型,相对运动模型,并对一级、二级在分离过程中是否发生碰撞进行仿真分析。同时考虑了爆炸螺栓未正常爆炸的情况下,给二级带来的影响。仿真结果表明当有一个爆炸螺栓未爆炸时,利用二级发动机推力对一级的反作用力将爆炸螺栓拉断,一二级会发生碰撞。在此基础上,基于各个爆炸螺栓未爆炸一二级分离碰撞时间的不同,分析得出爆炸螺栓的分布密度。

亚轨道飞行器上升段轨迹快速生成方法研究

亚轨道飞行器飞行任务的主要特点是任务多样,任务时间间隔短。因此快速生成最优轨迹对保障亚轨道飞行器任务的完成至关重要。针对传统上升轨迹设计方法中存在的时间花销大、任务适应性较差等问题,基于最优控制理论对亚轨道飞行器上升段轨迹生成方法进行了研究。以上升段燃料消耗量最少作为性能指标,选取攻角、侧滑角和倾斜角作为控制变量求解最优性条件。采用经典的有限差分法将状态和伴随状态表示的两点边值常微分方程问题转化为非线性方程组,并使用改进型牛顿法求根。最后通过仿真分析,验证了给出的轨迹生成方法的快速性。

基于自动微分与伪谱法的小推力借力轨道设计

针对小推力借力轨道设计问题,给出一种基于自动微分与伪谱法的优化方法.借力模型采用B平面模型,提高了轨迹优化设计的鲁棒性.用高斯伪谱法对整个小推力借力轨道进行离散,将发射时间的搜索包含在同一计算框架内,避免了传统混合方法中随机搜索算法收敛慢、精度低的缺点.将得到的大规模非线性规划(NLP)问题采用序列二次规划(SQP)法进行求解,为实现NLP问题的快速收敛,提出了串联优化以及弹性约束策略.SQP需要的导数信息通过自动微分获得,保证了计算的高精度和快速收敛.对地球-金星-火星小推力借力轨道进行了优化设计,验证了本文方法的正确性和有效性.

改进的探月返回飞船再入数值预测校正制导方法

为减少探月返回飞船再入数值预测校正制导方法在跳跃段倾侧角的偏转频率、实现过载的有效抑制,采用搜索跳跃段的倾侧角偏转能量点和末段阻力加速度反馈补偿的方法,提出了改进的数值预测校正制导方法.首先,用割线法搜索倾侧角偏转能量点,使得飞船在跳跃段只进行一次偏转即可实现落点精度要求;然后,根据指数大气假设,得到阻力加速度的导数,并根据过载约束定义参考阻力加速度;最后,采用阻力加速度及其导数与参考阻力加速度及其导数的误差对倾侧角的大小进行反馈补偿,抑制末段轨迹的过载.实验结果表明,该方法倾侧角偏转次数少,过载抑制能力强,鲁棒性好,能够有效解决现有方法存在的跳跃段倾侧角偏转频率高,末段过载抑制能力差的问题.

深空探测人工智能技术研究与展望

面对深空探测远距离、极端环境等带来的一系列挑战,人工智能技术将成为以月球/行星驻留科学探测与资源开发利用为主体的未来深空探测任务的研究重点。在总结分析深空探测人工智能技术发展历程与态势的基础上,分析了深空探测人工智能技术的主要特点,并提出了需重点发展的关键技术。