摘要：临近空间太阳能飞机是低速临近空间飞行器中一种极具发展潜力的技术途径,有望成为一个理想的区域通信、中继和运输平台。实现N×24小时能源闭环的超长航时飞行,是发展临近空间太阳能飞机的核心问题,也是形成“区域保持+时间持久”特色能力的关键。能量最优航迹规划方法是解决临近空间太阳能飞机跨昼夜能量闭环难题的有效技术方向。当前临近空间太阳能飞机能量最优航迹规划方法可分为2类:不考虑风场变化的能量最优航迹规划方法和不考虑大范围高度变化的能量最优航迹规划方法。分别对这2类问题的研究成果进行了分析与讨论,考虑不同处理框架给实际工程应用带来的困难与挑战,认为未来应统一考虑太阳辐射、空间高度和风场变化,并融合重力势能与梯度风场对太阳能飞机临近空间持久驻留能量变化的影响,开展基于强化学习框架的太阳能飞机能量最优“通用”飞行航迹规划方法研究。为此,有必要开展临近空间风场环境表征与重构、临近空间梯度风场对太阳能飞机滑翔轨迹能量影响分析、最优飞行航迹示教轨迹生成与分类、基于示教轨迹的太阳能飞机强化学习框架构建等关键技术研究。可为设计太阳能飞机能量最优航迹规划方法提供参考,为规划太阳能飞机研究技术路线提供支撑。

摘要：为了满足高速非机动飞行器协同作战中大交会角约束和降低能量消耗,建立了三维耦合运动学模型,设计了大交会角约束下非线性系统的三维最优制导律。分析了三维解耦制导模型在大交会角情况下脱靶量和交会角控制精度差的机理,提出了一种适用于弹目高速非机动运动的非线性制导模型。在该模型的基础上,选择合适的控制变量,根据极小值原理设计了一种满足协同作战中所需大交会角约束的三维能量最优制导律。实验结果表明:制导律在三维耦合模型的脱靶量、交会角控制偏差及能量代价相比解耦模型分别降低了0.7 m,1.1°,200 g。证明了制导律控制精度高、能量消耗低。

摘要：针对海洋环境力较小、方向频繁地大角度变化,动力定位船舶控制系统要求推进器发出较小推力,甚至零推力的特殊工况,为实现控制力成功分配的目的,采用组合偏置的思想,考虑了组合偏置的推进器数量、组合形式和偏置量等多方面影响因素,基于功耗最小的目的,设计了一种能量最优组合偏置推力分配算法.仿真结果验证了该算法能够实现控制力的分配.与现有其他算法对比表明,该算法能够有效地减少功耗,实现能量最优的目的.

摘要：针对小卫星间近距离的碰撞问题,提出一种多约束下能量最优的主动碰撞规避控制。该算法建立小卫星的运动学模型和约束模型,通过坐标变换将质心坐标系下的运动映射到地球惯性坐标系,然后通过约束的限制来制定碰撞规避策略,最后选取小卫星能量最优化指标和哈密顿函数,给出最优条件下的速度增量和方向,通过Matlab仿真给出惯性系下碰撞过程中的规避轨迹,证明设计的碰撞规避控制的有效性和可行性。

摘要：为设计基于能量最优的控制器算法,控制六自由度全控的四旋翼飞行器,通过建立六自由度全控制新型四旋翼飞行器机械结构的数学模型,分析其运动学和动力学特性。采用该数学模型设计基于能量最优的控制器,研究四旋翼飞行器在飞行运动过程中保持能量最优的状态及其具备高效的工作效率和超长的续航时间。结果表明,通过两组仿真实验验证该算法的可行性和有效性。该控制算法使新型四旋翼飞行器具有更优越的性能和重要的实际应用价值。

摘要：介绍了车牌半成品自动生产线系统中的烘干系统,传统的烘干系统大多凭工程经验设定系统输入值,往往达不到系统要求的蒸发速率,并且能耗浪费严重。本文通过对外部环境参量的检测和内部状态变量的反馈来确定其能量最优的静态工作点以及相应的最优控制算法。从蒸发模型入手,分析系统临界工作时内部状态变量的规律,再结合湿度模型和温度模型,在临界工作线上找到湿度和温度的最优工作点,以及在平衡点附近的最优控制算法和控制的具体实现方法。

摘要：在对CAD/CAM生成的大量微小直线段进行样条曲线拟合过程中,会出现拟合出的样条曲线不光顺的情况,进而影响数控加工出的工件的表面质量。针对该种情况,提出了一种同时考虑相邻弦间夹角和曲率的"坏点"判定方法,并采用能量最优的局部优化法同时对"坏点"的位置和切向量进行修正。然后选取一组数据点进行仿真实验,仿真结果表明,经"坏点"修正处理后的样条曲线的曲率更均匀了,从而验证了该算法的有效性。

摘要：为提高机械手系统运行稳定性与关节角跟踪精度,设计一种基于改进差分进化算法的能量最优轨迹控制方法,并以双关节机械手仿真验证。首先,假设参考轨迹为摆线,以机械手运行能量最低为适应度函数,采用独立PD控制法控制机械手运动并构造Lyapunov函数证明控制律的收敛性;其次,利用混沌映射改进差分进化算法初始种群产生策略及子代重建规则,设计自适应缩放因子与交叉因子,对越界个体采用对称映射法处理,以此提高算法寻求全局最优解能力;最后,运用样条插值法将最优离散轨迹生成连续运行轨迹。MATLAB仿真结果表明,所提算法收敛速度快,优化效果好,系统运行消耗能量少,鲁棒性强。

摘要：主要研究了航天器姿控系统中冗余飞轮构型的力矩分配问题。在阐明该问题的基础上,首先给出了能量最优的力矩分配策略,并考虑飞轮力矩约束对其进行了限幅处理;接着基于静态最优化理论和飞轮系统性质,对四飞轮和多飞轮情况分别设计了相应的力矩最优分配策略,由于可有效地输出飞轮系的最大力矩,其有重要的工程应用价值;最后研究并对比了几种典型构型下两种分配策略所能输出的力矩包络,表明了所设计方法的有效性。

摘要：为满足导弹打击目标的落角、时间与过载约束,设计了一种双圆弧轨迹和相应制导律。在初始速度方向角和终端落角的约束下,利用双圆弧的相切关系推导了双圆弧轨迹的解析形式及其可行解集。根据双圆弧轨迹结果由切点决定的特征,推导得出使轨迹满足过载约束、终端约束或能量最优的切点选择方法。之后利用圆弧几何特性和弹目相对运动关系,设计了不依赖弹目距离信息的双圆弧制导律。数值仿真结果表明,双圆弧制导律能够满足复杂约束,且与最优制导律相比,可获得能量最优性相当的结果。