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更新時(shí)間：2025.05.31
近地小推力轉(zhuǎn)移軌道的加權(quán)組合制導(dǎo)策略

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研究了近地小推力轉(zhuǎn)移軌道的制導(dǎo)問(wèn)題,給出了一種基于局部最優(yōu)控制律的自主制導(dǎo)算法。推導(dǎo)出了各改進(jìn)春分點(diǎn)根數(shù)對(duì)應(yīng)的局部最優(yōu)控制律;通過(guò)最優(yōu)推力分配和目標(biāo)偏差兩個(gè)策略,對(duì)各局部最優(yōu)控制律進(jìn)行動(dòng)態(tài)加權(quán)組合,從而有效減少了制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)參數(shù)。在此基礎(chǔ)上,針對(duì)燃料最省轉(zhuǎn)移軌道,定義了一種新的發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)函數(shù)。采用遺傳/逐次二次規(guī)劃混合優(yōu)化算法計(jì)算了最優(yōu)制導(dǎo)參數(shù)。與傳統(tǒng)算法相比,該制導(dǎo)算法是一種閉環(huán)制導(dǎo)算法,能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器的自主制導(dǎo),并且制導(dǎo)過(guò)程中無(wú)需對(duì)制導(dǎo)參數(shù)進(jìn)行更新。以地球低軌到高軌的小推力轉(zhuǎn)移為例,采用該方法分別求解了時(shí)間和燃料最省轉(zhuǎn)移問(wèn)題,并與傳統(tǒng)算法進(jìn)行了比較分析。數(shù)值結(jié)果驗(yàn)證了該算法的有效性。

基于電火箭推進(jìn)的地-月軌道轉(zhuǎn)移自主導(dǎo)航研究

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以電推進(jìn)力作為奔月航天器在進(jìn)入月球影響球之后的螺旋式減速轉(zhuǎn)移過(guò)程的主推進(jìn)力和姿態(tài)控制力,建立限制性三體力學(xué)模型。采用星光導(dǎo)航方式,結(jié)合UKF非線性濾波方法進(jìn)行自主導(dǎo)航研究。推力的引入方式能有效抑制由于航天器姿態(tài)與導(dǎo)航誤差耦合而導(dǎo)致的推力矢量方向誤差。通過(guò)大量的計(jì)算機(jī)仿真,詳細(xì)研究和分析了電推進(jìn)條件下自主導(dǎo)航的發(fā)散問(wèn)題,有針對(duì)性地給出了抑止發(fā)散的方法,為工程實(shí)現(xiàn)提供了有利的參考依據(jù)。

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