摘要：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。

摘要：针对充气式飞行器只能实现零升力再入、无法进行再入弹道修正的问题展开研究。首先面向充气式飞行器的再入制导采用了一种舱体偏置的总体设计方案,通过舱体质心偏移产生气动配平攻角,从而提供弹道修正所需的升力。然后针对固定偏置量带来的升力大小不可控及升力过剩问题,为提高制导精度,设计了一种通过滚转运动改变升力方向的制导律。为进一步提高该滚转制导律精度,又提出了一种分段再入制导和跟踪参考轨迹上虚拟目标点的策略,并据此修正了滚转制导律,避免计算误差的影响及制导指令的频繁修正。最后,仿真结果表明标称情形下最终制导落点偏差约500 m,并且在叠加多种偏差条件的情形下最终制导精度偏差仍能保持在102 m量级内,所设计的滚转制导律能有效提高充气式飞行器的再入制导精度,并且具有较高的鲁棒性。所提出的面向充气式固定偏置再入飞行器的制导律对于执行机构的要求简单,具有一定的工程应用价值。

摘要：航天器轨道计算是航天动力学与控制领域的基础问题,未来空间任务对轨道计算的精度和实时性要求更高,研究新型高性能空间轨道计算方法对于中国未来航天工程具有重大应用价值。概述了空间轨道计算的研究背景,系统梳理了求解轨道递推问题和Lambert问题的各类方法,介绍了各类方法的求解思想和优缺点,对轨道计算方法的发展趋势进行展望,为具体任务中轨道计算方法的选取提供参考,也为新型高性能空间轨道计算方法的设计提供启发。

摘要：轨道动力学快速计算是航天工程中的基础问题,广泛存在于轨道设计、空间抓捕以及深空探测等任务中.基于有限差分原理的经典数值积分算法,由于精度严重依赖小积分步长,难以满足航天器在轨快速计算需求.针对该问题,提出一种局部配点反馈迭代算法,该算法能高效解算受到初值约束和两点边值约束的轨道动力学方程.基于Picard迭代公式建立数值算法以避免计算雅可比矩阵,引入误差反馈以加快迭代收敛速度.通过时域配点法消除迭代公式推导中的复杂符号运算,使迭代公式更为简洁.结合拟线性化法及叠加法,算法能对两点边值约束下的Lambert问题实现高效解算.基于ph网格细化法建立计算参数自适应调节算法,能进一步增强局部配点反馈迭代法的大步长计算优势.通过求解二体动力学模型下的递推轨道,摄动Lambert问题以及限制性三体动力学模型下的转移轨道验证了算法有效性.仿真结果表明,在相同计算精度下,局部配点反馈迭代算法计算速度比拟线性化-局部变分迭代法提高1.5倍以上,引入变参数方案能够进一步将算法计算速度提高6倍以上.

摘要：面向基于柔性毛刷的空间翻滚目标接触式消旋任务,研究了未知快时变、强耦合扰动下的服务航天器鲁棒控制问题。首先,建立了服务航天器、消旋刷和目标卫星组成的消旋系统动力学模型,并提出了一种基于最小距离准则的接触检测算法,实现了毛刷和目标帆板接触点的精确检测。在此基础上,采用有限时间扩张状态观测器实时估计耦合扰动和航天器状态,并将其与终端滑模控制技术结合,设计了一种无速度信息的鲁棒输出反馈控制策略,保证服务航天器姿态稳定和位置追踪的有限时间稳定。将其应用至航天器消旋系统中,仿真结果验证了所提策略的有效性和鲁棒性。

摘要：提出一种基于RRV(rapidly-exploring random vine)的混合采样算法(HS-RRV),以解决空间机械臂在拥挤杂乱环境下进行装配操作时运动规划效率低下的问题。首先,提出同时在工作空间和构形空间采样的策略,且采样权重随着算法进程动态调节,从而能够在保证算法完备性的前提下充分利用工作空间信息缩小采样范围以提高算法规划效率。其次,在局部规划器设计中,利用分层二次最小二乘规划方法,考虑了机械臂运动学和动力学特性与约束,提高了所规划轨迹的可执行性。当算法陷入局部复杂区域时,利用桥测试和主成分分析法对局部空间类型进行辨识,从而获取更加高效的拓展方向。最后,对所提方法与现有方法在多种装配场景下进行对比仿真,结果表明本方法有更高的运行效率和规划成功率,以及较短的轨迹长度。

摘要：月球探测和月球基地建设涉及各种月面操作活动,相关技术的地面验证需要建立等效月面环境。针对月面重力环境效应的地面模拟问题,首先介绍了空间微重力环境效应地面模拟方法的原理及优缺点,分析了其用于模拟月面重力环境效应的可能性;然后归纳分析了星体表面操作地面试验现状及面临的问题;在此基础上,介绍了一种液磁混合悬浮模拟方法,阐释了该方法的原理及特点,分析了将其用于月面重力环境效应模拟的可行性及优势,并指出液磁混合悬浮方法在月面操作地面试验中的可能应用,为月面重力环境下的操作活动地面等效试验方法和试验平台设计提供参考和借鉴。

摘要：现有的张量积分布补偿控制方法计算负荷会随着变参数维数的增加而迅速增大,这使得该方法在中高维LPV系统上的应用受到限制.针对此问题,提出一种基于均匀设计的张量积分布补偿控制方法,该方法通过均匀设计获取LPV系统的离散张量,使离散数据与变参数维数弱相关.仿真结果表明,基于均匀设计的张量积分布补偿控制可以在控制效果基本不变的情况下,有效降低控制算法的计算负荷.

摘要：对于姿轨运动存在严重耦合的空间相对接近操作,必须解决相对运动的姿轨同步控制问题。传统的相对姿轨分开建模串行控制方法,忽略了姿轨耦合,控制周期长且姿轨同步性差,显然不能满足要求。基于螺旋理论中的对偶数描述,建立了航天器六自由度相对运动模型,不仅包含了姿轨耦合项,而且形式统一有利于同步控制律的设计。针对模型中的耦合项进行分析,给出了相对姿轨耦合产生的成因。建立了相对姿轨同步误差,考虑模型的非线性,基于非线性反馈设计了一种同步控制律以消除该误差,并利用Lyapunov理论证明了控制律的稳定性。以两航天器交会接近的最后逼近段进行数字仿真,并与PD控制相对比,验证了所提方法的有效性,同时验证了所提方法可以实现姿轨控制的同步收敛,对于空间相对运动的姿轨同步操作具有重要意义。

摘要：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.