多约束航天器飞越式接近的两级运动规划方法

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高超声速飞行器多约束参考轨迹快速规划算法
作者：郑总准谢富强王永骥
来源：《计算技术与自动化》2009年第01期
摘要：针对多约束的高超声速滑翔飞行器的再入轨迹优化时对初值敏感的问题。

提出一种参考轨迹快速规划算法。

对运动方程进行了无量纲处理并引入适合优化求解的替代变量，通过纵向再入走廊和侧向制导的规划使所有过程约束和终端约束完全满足。

仿真结果表明，得到的参考轨迹接近最优解，大幅缩短了后续优化工作所需的时间，具有重要的工程实用价值。

关键词：高超声速飞行器；再入制导；参考轨迹；多约束；快速规划。

航天器轨迹规划与导航控制方法研究航天器的轨迹规划与导航控制是实现航天任务成功的关键性步骤。

随着航天技术的不断发展，航天器的轨迹规划与导航控制方法也在不断演进与改进。

本文将围绕这一主题展开探讨，探索航天器轨迹规划与导航控制的研究现状和前沿技术。

一、轨迹规划方法研究航天器的轨迹规划是指在给定的初始条件下，确定航天器在规定时间段内的运动轨迹。

常见的轨迹规划方法包括优化算法、最优控制理论和模糊控制等。

1. 优化算法：优化算法是航天器轨迹规划中常用的方法之一。

通过数学建模和计算，寻找满足特定约束条件的最佳轨迹，如最短时间、最小燃料消耗等。

常用的优化算法包括遗传算法、粒子群算法和模拟退火算法等。

2. 最优控制理论：最优控制理论是一种以最优控制问题为研究对象的数学理论。

它通过建立动力学方程和性能指标，求解控制系统的最优轨迹。

最优控制理论在航天器轨迹规划中具有重要的应用，能够实现对航天器运动过程的精确控制。

3. 模糊控制：模糊控制是一种基于模糊逻辑的控制方法，能够处理系统模型不确定性和复杂性的问题。

在航天器轨迹规划中，模糊控制可以克服传统控制方法无法准确描述系统动力学特性的局限性，提高控制系统的鲁棒性和自适应性。

二、导航控制方法研究导航控制是指在给定的目标轨迹下，实现航天器的精确导航和控制。

航天器导航控制方法的研究主要包括基于惯性测量单元（IMU）、全球定位系统（GPS）和视觉导航等。

1. IMU导航：IMU是航天器导航控制中常用的一种传感器，能够测量航天器的姿态、加速度和角速度等信息。

基于IMU导航的方法通过融合多个传感器的数据，实现对航天器的精确导航和姿态控制。

2. GPS导航：GPS是一种全球卫星导航系统，能够提供全球范围内的定位、速度和时间等信息。

通过接收多颗卫星信号并进行定位计算，可以实现航天器的高精度导航控制。

3. 视觉导航：视觉导航是一种运用机器视觉技术实现航天器导航的方法。

通过摄像头获取周围环境的图像信息，并通过图像处理算法进行实时定位和导航计算，可以实现对航天器的视觉导航控制。

变换太空船轨道的方法1.引言1.1 概述概述太空船轨道的变换是指改变太空船绕行轨道的过程。

在太空探索和航天技术发展中，太空船轨道的变换是一项重要的任务，它可以实现多种目的，如调整航行路线、改变轨道高度和倾角、以及实施飞越和靠近其他天体等。

为了实现太空船轨道的变换，需要借助于各种技术和方法。

这些方法既包括推力系统的调整，也包括利用引力助推、重力助力和空气动力学力等外力来改变轨道。

太空船轨道变换的方法可以分为两大类：推力变换和无推力变换。

推力变换主要通过调整火箭引擎的工作状态和喷射方向，来改变太空船的速度和运动轨迹。

而无推力变换则依靠引力助推、重力助力和空气动力学力等外力来改变轨道，而不需要使用推力。

推力变换是常用的太空船轨道变换方法之一。

通过点火或关闭火箭引擎，改变推力方向和大小，太空船可以实现速度的增减和方向的调整。

根据太空船的运动需求，可以选择不同的方式进行推力变换，如切向推力、径向推力和法向推力等。

无推力变换则是利用自然力和外力来改变太空船轨道。

引力助推是一种常见的无推力变换方法，通过利用天体的引力场来改变太空船的轨道。

例如，可以通过经过天体的重力助推来实现轨道高度和倾角的变化。

此外，利用多次飞越天体或重叠引力助推的方法，太空船可以实现更复杂的轨道变换。

除此之外，空气动力学力也可以被应用于太空船轨道的变换。

在地球大气层外部，薄薄的大气仍然存在，对太空船会产生轻微的阻力，通过调整飞行姿态和利用大气摩擦力，太空船可以借此实现轨道的变换。

总之，变换太空船轨道的方法涉及多个方面的技术和方法，包括推力变换和无推力变换。

这些方法具有不同的适用场景和优劣势，在太空探索中发挥着重要的作用。

随着航天技术的不断发展，我们可以期待更多创新的轨道变换方法的出现，为未来的太空航行带来更多可能性。

文章结构是指文章的组织框架和呈现方式。

一个良好的文章结构可以使读者更好地理解和把握文章的内容。

本文的结构按照以下方式组织：1. 引言1.1 概述：介绍太空船轨道变换的背景和重要性，概括变换太空船轨道的方法为本文的主题。

基于二级多点逼近算法的航天器结构优化设计航天器结构优化设计对于提高运行效率、改善发射和操作安全等方面具有重要意义，在航天器设计和制造过程中起着重要作用。

本文旨在采用二级多点逼近算法，以优化航天器结构和性能，为设计研究和制造提供技术支持。

一、航天器结构优化设计背景1.1究背景航天器结构优化设计是一个复杂的系统工程，它是航天器设计和制造过程中的重要环节，其目标是提高性能、增加安全性、降低成本。

航天器结构优化设计涉及材料性能、结构形状、结构尺寸、强度和刚度、受载和作动器力、工艺等方面的许多因素，需要采用强大的优化方法和技术手段来处理。

1.2 传统优化方法传统的航天器结构优化方法主要包括规划优化，粗粒度和精细粒度优化，模糊动态程序优化等，其本质是一种局部优化方法，它可以解决常规航天器结构优化设计问题，但复杂性较大，收敛速度较慢，而且容易陷入局部最优解和解空间局限性等问题，无法有效满足航天器复杂结构优化设计的需求。

二、基于二级多点逼近算法的航天器结构优化设计2.1 二级多点逼近算法的原理二级多点逼近是一种新的优化方法，它是基于多级搜索结构的“搜索+收敛”算法，该算法具有收敛速度快、收敛准确性高、全局性好、稳定性强等优点。

一般而言，二级多点逼近算法分为空间搜索层、多点逼近层和准化层三个层次。

首先，空间搜索层从数据随机生成的解空间中搜索多个初始点，然后进入多点逼近层，利用多点逼近算法进行全局优化，再进入准化层，用优化后多点逼近解反复搜索附近点，直至找到满足预期条件的最优解。

2.2用基于二级多点逼近算法的航天器结构设计应用可以有效改善性能和安全性，降低成本。

应用于推力缩减器、发射架、控制技术、导航系统等航天器结构中，该算法可以有效地优化航天器的形状、强度、刚度等相关参数，以满足不同的应用场合的需求。

三、结论基于二级多点逼近算法的航天器结构优化设计是一种比传统的优化方法更具有优势的优化技术，它能够更有效、准确、全局优化航天器结构，为航天器设计研究和制造提供有效技术支持。

航天器的多目标任务规划技术在当今的航天领域，航天器的多目标任务规划技术是一项至关重要的课题。

随着航天任务的日益复杂和多样化，如何有效地规划航天器的任务，以实现多个目标的最优达成，成为了摆在航天科学家和工程师面前的一个巨大挑战。

要理解航天器的多目标任务规划技术，首先得明确什么是多目标任务。

简单来说，就是在一次航天任务中，航天器需要同时完成多个不同的、甚至可能相互冲突的目标。

比如说，可能既要对某个行星进行详细的观测，又要收集特定区域的宇宙射线数据，还要在有限的能源和时间内完成与其他航天器的对接等。

那么，多目标任务规划技术到底有哪些关键要素呢？资源分配是其中一个极为重要的方面。

航天器携带的燃料、能源、存储空间以及计算资源等都是有限的。

如何在这些有限的资源条件下，合理地分配给不同的任务，确保每个任务都能得到足够的支持，同时又不会导致资源的过度消耗，这需要精确的计算和巧妙的规划。

时间安排也是一个关键因素。

不同的任务可能有不同的时间要求，有些任务需要在特定的时间段内完成，有些任务则可以相对灵活地安排。

如何在航天器的运行周期内，合理地安排各个任务的执行时间，避免时间冲突，同时充分利用有效的工作时间，是多目标任务规划中需要重点考虑的问题。

任务优先级的确定同样不容忽视。

在多个目标任务中，有些任务可能具有更高的重要性或紧迫性。

例如，对于保障航天器安全的任务可能就需要优先执行，而一些相对次要的科学观测任务则可以在条件允许的情况下适当延后。

确定合理的任务优先级，能够确保在复杂的情况下，航天器能够首先完成最为关键的任务。

在实际的多目标任务规划中，数学模型和优化算法发挥着重要作用。

通过建立精确的数学模型，可以将复杂的任务规划问题转化为可计算的数学表达式。

然后，利用各种优化算法，如遗传算法、模拟退火算法等，来求解这个数学模型，从而得到最优的任务规划方案。

然而，实际情况往往比理论模型要复杂得多。

太空环境充满了不确定性，比如突发的太阳风暴可能会影响航天器的能源供应，轨道上的微小碎片可能会对航天器造成损害。

受多种约束时航天器再入走廊的计算分析
南英;陈士橹;吕学富
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】1995(13)1
【摘要】给出了一种求解同时受升力、气动加热（率）和动压约束时，航天器再入走廊的近似计算方法。

文中采用格林函数法，导出了再入过程中三种典型约束（气动加热率、升力和动压）条件之间关系的近似定量描述，在该三种约束取极限的条件下求得了再入走廊的上下边界。

文中还分析了上下边界近似解及相应控制规律的结构。

【总页数】8页(P18-25)
【关键词】航天器;再入走廊;格林函数;极值
【作者】南英;陈士橹;吕学富
【作者单位】西北工业大学
【正文语种】中文
【中图分类】V448.235
【相关文献】
1.大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析 [J], 梁杰;李志辉;杜波强;方明
2.考虑多种约束的探月飞船跳跃式再入走廊优化设计 [J], 杜昕;李海阳;沈红新
3.时变不确定约束的航天器对接动力学分析第一部分运动学约束方程 [J], 陈永才;王兴贵;赵建新;贾长治
4.负升力返回时航天器的再入走廊与轨迹研究 [J], 南英;严辉;陈士橹
5.航天器的再入走廊及其计算方法 [J], 南英;吕学富;陈士橹
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多约束航天器飞越式接近的两级运动规划方法郝瑞;孟云鹤;郭胜鹏【摘要】针对航天器在轨服务背景,研究了服务航天器在复杂约束条件下实现飞越式接近非合作目标的运动规划方法.根据飞越式接近过程对航天器运动状态调整的快速性、精确性要求,提出一种由改进的快速搜索随机树运动规划算法与进化算法结合的两级规划方法,并对复杂约束条件下航天器按指定时间到达指定运动状态过程进行规划.仿真结果表明:该法在保证规划效率的同时能得到平滑和优化的运动轨迹,可解决此类高维非线性运动规划问题.【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2015(032)003【总页数】7页(P16-21,62)【关键词】在轨服务;飞越式接近;轨迹规划;快速搜索随机树【作者】郝瑞;孟云鹤;郭胜鹏【作者单位】国防科学技术大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073;国防科学技术大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073;国防科学技术大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073【正文语种】中文【中图分类】V412.40 引言在轨服务航天器对大型空间站或卫星进行维护时，首先需实现安全接近过程。

飞越式接近方法可使服务航天器沿一条无碰撞的路径到达目标，且保证出现故障时也能安全撤离。

文献［1－2］给出了飞越式接近方法的基本过程，并验证了飞越式接近相对基于数值优化方法的接近路径有更好的安全性，且节省燃料。

在轨服务航天器飞越式接近目标要求其轨道与姿态同步快速精确机动，属于高维非线性问题，尤其是考虑航天器机动性能及空间环境约束时，一般规划方法难以获得满足要求的轨迹。

快速搜索随机树（RRT）算法广泛用于运动规划问题［3］。

有研究发现基本RRT 算法结果为概率非最优，并通过在生成新节点时加入最优路径选择，得到RRT＊算法。

文献［4］对RRT＊算法进一步改进，通过限定最大存储节点数，得到了搜索效率更高的RRT＊FN算法。

Heuristically－guided RRT（hRRT）算法引入了类似的近邻节点概念［5］。

航天器路径规划与优化控制随着科技的不断进步，航天技术也在不断发展。

目前，人类已经成功地将许多航天器送上了太空，这些航天器不仅可以为我们提供丰富的科学数据，还可以为人类探索更加遥远的空间做出贡献。

然而，对于航天器来说，如何规划路径并实现优化控制也是至关重要的。

一、航天器路径规划航天器路径规划是指在行星空间内指定一条航线，使得航天器能够在规定时间内到达指定目的地的过程。

在实际操作中，航天器路径规划通常需要考虑多种因素。

1、引力场干扰航天器在行进过程中，受到行星的引力干扰，这会改变其轨道，因此路径规划需要考虑行星的重力场和每个时刻的位置。

2、轨道互相干扰多个航天器同时在行进路径上时，它们之间的轨道互相干扰也需要被规划在内。

3、动力学影响战斗所受的阻力和推力等因素也会影响航天器的轨道，因此它们也需要被考虑进来。

4、通信影响在传输过程中，航天器之间的通信也会受到影响，尤其是在远距离传输过程中，信息的传递速度会降低，因此航天器路径规划还需要考虑通信的实时性。

5、恶劣环境考虑在行星空间中，存在大量的粒子和射线等因素，对航天器的影响需要被考虑进去，应对为行星空间中恶劣的环境。

二、航天器优化控制优化控制可以使航天器沿着正确的轨迹飞行，达到更好的控制效果。

在控制过程中，我们需要考虑以下几点。

1、控制过程在飞行过程中，我们需要对航天器进行及时的控制，避免任何飞行偏差。

控制过程必须密切考虑航天器与外部环境相互作用，使其到达它的目标位置。

2、优化设计优化设计将保证发挥最大的能量效率，它考虑了燃料消耗量、时间限制和目标达成的需要等因素。

3、环境影响在控制过程中，环境影响是必须被考虑进去的。

飞行中的一些情况，例如黑暗和辐射等都应该考虑到，并且尽量减少其影响。

4、最佳路径选择在航天器的路径选择中，我们需要选择最适合的路径，同时也考虑节省燃料，控制成本的因素，最终达到最佳的经济效益。

结论航天器路径规划与优化控制是航天领域内非常重要和实用的技术手段，它们可以为我们提供更加优质的控制体验以及创造优异的经济效益。

航空航天器多目标优化及约束条件优化技术航空航天器的多目标优化及约束条件优化技术是指在设计和运行航空航天器时，通过优化算法和方法，针对多个目标进行优化，并满足各种约束条件。

这一技术的目的是在保证航空航天器性能的同时，达到最佳的设计和运行状态。

航空航天器设计和运行中的多个目标可以包括但不限于：提高飞行器性能、降低能耗、延长使用寿命、提高安全性、减少污染排放等。

而约束条件则包括但不限于：空间限制、质量和重量要求、能源限制、零件可靠性等。

因此，需要针对这些多个目标和约束条件进行优化，以实现航空航天器的最佳性能。

在航空航天器多目标优化中，需要注意以下几个关键因素：1.目标函数的设定：设定多个目标函数，每个目标函数都具有一定的权重。

目标可以是飞行器性能、能耗、使用寿命、安全性等。

通过合理设定目标函数的权重，可以根据实际需求对目标进行权衡和调整。

2.多目标优化算法：多目标优化算法主要用于解决多目标问题，例如遗传算法、粒子群算法、模拟退火算法等。

这些算法通过搜索解空间，找出一组最优解，使得多个目标函数达到最优。

3.约束条件的考虑：在航空航天器优化过程中，需要考虑各种约束条件，包括空间限制、质量和重量要求、能源限制等。

在优化算法中，需要设计适合的约束处理机制，使得优化结果满足各种约束条件。

4.不确定性的处理：在航空航天器设计和运行中，常常存在各种不确定因素，例如材料性能的变化、环境条件的不确定等。

在多目标优化过程中，需要考虑这些不确定性因素，并进行合理的处理和优化。

在实际应用中，航空航天器多目标优化及约束条件优化技术可以用于各种航空航天器的设计和运行，包括卫星、飞机、导弹等。

通过这一技术的应用，可以有效优化航空航天器的性能，并满足各种约束条件，进一步提高航空航天器的整体水平。

航空航天器多目标优化及约束条件优化技术的应用还面临一些挑战。

首先，多目标优化问题通常是复杂的，需要设计合适的优化算法和方法来解决。

其次，约束条件的处理也是一个难点，需要考虑到各种不确定因素和现实条件的限制。

航天器多约束空间抵近掠飞轨迹优化方法
张庆泽;尹龙逊;张强;王博;叶东;王佐伟
【期刊名称】《空间控制技术与应用》
【年(卷),期】2022(48)3
【摘要】近距离掠飞能够以较小的燃料消耗实现对空间目标的抵近观测,是空间态势感知的重要手段.任务航天器抵近目标航天器后实施观测,需满足合适的观测距离、光照角度等诸多条件,该过程具有很强的约束性,因此需要寻找一种既能快速优化,又可使优化后的轨道满足任务需求的优化算法.本文设计了一种综合多步优化和序列
二次规划综合的优化算法,并提出了针对近程观测任务约束条件的简化模型,用以处
理运算过程中的非线性约束问题,在符合任务需求和满足约束条件的前提下实现燃
料最省的轨道机动.通过程序运算及仿真,验证了算法设计的有效性及简化模型的合
理性.
【总页数】8页(P49-56)
【作者】张庆泽;尹龙逊;张强;王博;叶东;王佐伟
【作者单位】哈尔滨工业大学;北京空间飞行器总体设计部;北京控制工程研究所【正文语种】中文
【中图分类】V448.2
【相关文献】
1.含空间约束航天器线缆力学建模方法
2.挠性航天器掠飞观测目标时的建模与控制
3.一种基于EPSO的航天器交会轨迹优化方法
4.航天器最优受控绕飞轨迹推力幅值延拓设计方法
5.一种翻滚非合作航天器抵近绕飞避障轨迹规划和跟踪控制方法
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地月转移轨道设计一、简介地月转移轨道是指从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，是太空探索的重要组成部分。

它的设计需要考虑多个约束条件，如运动学约束、动力学约束、能量约束等，以确保航天器可以安全、精确地进行转移。

二、约束条件1.运动学约束：由于地月转移轨道是从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，因此在设计时，必须考虑到航天器在轨道上的运动学约束，即航天器在轨道上的轨道根数、轨道参数等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

2.动力学约束：地月转移轨道的设计还需要考虑到航天器在轨道上的动力学约束，即航天器在轨道上的加速度、速度等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

3.能量约束：在设计地月转移轨道时，还必须考虑航天器在轨道上的能量约束，即航天器在轨道上的能量消耗、能量分配等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

三、设计方法1.运动学设计：首先，根据航天器在轨道上的运动学约束，确定航天器在轨道上的轨道根数、轨道参数等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

2.动力学设计：其次，根据航天器在轨道上的动力学约束，确定航天器在轨道上的加速度、速度等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

3.能量设计：最后，根据航天器在轨道上的能量约束，确定航天器在轨道上的能量消耗、能量分配等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

四、总结地月转移轨道是指从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，其设计需要考虑多个约束条件，如运动学约束、动力学约束、能量约束等，以确保航天器可以安全、精确地进行转移。

在设计地月转移轨道时，需要先根据运动学约束确定轨道根数和轨道参数，然后根据动力学约束确定航天器在轨道上的加速度和速度，最后根据能量约束确定航天器在轨道上的能量消耗和能量分配，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

多约束条件下的地月转移轨道设计
多约束条件下的地月转移轨道设计
地月转移轨道是指将飞行器从地球转移到月球的轨道。

在进行地月转移轨道设计时，需要考虑多个约束条件，包括能源消耗、轨道稳定性和时间等因素。

首先，能源消耗是进行地月转移轨道设计时需要重点考虑的约束条件之一。

由于飞行器需要克服地球引力和月球引力，以及其他空间物体的影响，因此需要消耗大量的能源。

在设计轨道时，需要尽量减少能源消耗，以提高飞行器的效率。

为了达到这个目标，可以采用一些技术手段，例如利用重力助推和燃料组合，以最小化能源消耗。

其次，轨道稳定性也是地月转移轨道设计中需要考虑的约束条件之一。

由于地球和月球的引力场是复杂的，飞行器在转移过程中可能会受到引力扰动，导致轨道不稳定。

为了保持轨道稳定，设计师需要选择合适的起始速度和轨道倾角，以及采用恰当的推进剂和控制系统来控制轨道。

此外，时间也是进行地月转移轨道设计时需要考虑的约束条件之一。

由于地球和月球的运动是周期性的，因此需要选择合适的时间窗口来进行地月转移。

在设计轨道时，需要考虑地球和月球之间的相对位置和速度，以确定最佳的转移时间。

同时，还需要考虑飞行器的速度和加速度，以确保在给定的时间内完成转移任务。

综上所述，多约束条件下的地月转移轨道设计是一个复杂而困难的任务。

在进行设计时，需要综合考虑能源消耗、轨道稳定
性和时间等因素。

为了解决这些问题，可以采用一些技术手段，例如重力助推和燃料组合，以及合适的推进剂和控制系统。

通过合理的设计和计算，可以实现地月转移任务的顺利完成。