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中国空间科学技术
中国空间技术研究院
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中国空间技术研究院

侯深渊

双月刊

1000-758X

010-68745321

100086

北京市9622信箱

中国空间科学技术/Journal Chinese Space Science and TechnologyCSCD北大核心CSTPCD
查看更多>>本刊1981年在聂荣臻元帅的新切关怀下创刊，聂帅亲自为本刊题写刊名。是中国空间科学技术人员的一个学术园地。广泛报道中国空间科学技术领域的研究成果、技术成就、学术见解和经验总结，也报道有关中国空间技术发展方向的理论探讨和技术研究，发扬学术民主、百家争鸣，开展学术讨论。
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    基于改进蜣螂优化的GEO轨道多脉冲追逃博弈

    郭延宁李高健于永彬
    1-10页
    查看更多>>摘要：研究了考虑 J2 摄动、脉冲推力情况下,具有感知延迟的GEO(geosynchronous Earth orbit)轨道追逃博弈问题,建立了综合考虑燃料消耗、单次脉冲速度增量、脉冲时间间隔、任务时长、脉冲数量以及终端距离下的轨道追踪策略优化模型.涉及的优化变量包括脉冲个数、机动时刻序列以及脉冲增量序列.追踪航天器通过多次脉冲追踪目标航天器.为了提高问题求解效率,提出了一种利用Bernoulli混沌映射和最优值引导的改进蜣螂优化算法IBDBO(improved Bernoulli dung beetle opti-mization),并且为解决终端约束难以满足的问题,引入Lambert机动修正.通过与其他智能算法的对比试验,验证了本算法在收敛速度、收敛稳定性和优化效率上的优势.进而,在一些存在感知延迟的真实场景下的仿真验证了本算法规划追踪策略的有效性,探讨了博弈双方最小距离与目标航天器机动能力以及感知延迟时间之间的因果关系.

    脉冲推力轨道追逃博弈追踪策略改进蜣螂优化算法最小距离

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    欠驱动航天器模糊自适应增强耦合姿态控制

    孟中杰卢俊杰
    11-19页
    查看更多>>摘要：在快速轨道机动期间,针对固体推进作用下推力偏心、安装误差等因素带来的姿态强干扰问题,提出了一种基于推力矢量控制技术的航天器姿态欠驱动智能控制方法.首先,建立了航天器姿态误差动力学模型,并分析推力矢量控制输入的欠驱动特性.然后,考虑强干扰不确定性和滚转通道耦合弱的问题,设计了基于增强耦合策略与自适应模糊观测器的欠驱动智能控制律,结合模糊逻辑函数逼近强干扰不确定项并引入控制律中,实现航天器的姿态欠驱动智能控制,通过Lyapunov理论证明了系统的稳定性.最后,通过与分层滑模控制方法进行对比仿真,验证了所设计的方法能够使得三轴姿态稳定时间缩短14％,滚转通道耦合弱产生的静差被有效消除,为快速轨道机动期间的强干扰抑制技术提供基础.

    快速轨道机动欠驱动控制智能控制增强耦合自适应模糊观测器

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    基于LS-SVM的精确星光折射导航观测模型

    颜旭王鼎杰张洪波杨行...
    20-28页
    查看更多>>摘要：星光折射自主导航系统的精度受到星光折射观测模型的限制.针对星光折射计算简化与大气参数随高度变化对星光折射观测模型的影响,提出一种基于最小二乘支持向量机(LS-SVM)的精确星光折射导航观测模型建立方法.首先通过光线追迹高精度模拟星光折射的过程,未对折射角计算进行简化,考虑大气参数随高度的变化,得到折射真高度与折射角的非线性映射关系.然后利用LS-SVM机器学习算法精确拟合折射真高度与折射角的关系,建立关于折射视高度的高精度星光折射导航观测模型.仿真结果表明,建立的精确星光折射导航观测模型精度较高,平均绝对误差为0.986 m.将该观测模型应用到星光导航系统中,导航精度较高,定位误差平均为130.7 m,平均速度误差为0.147 9 m/s,证明了建模方法的有效性,对于星光折射自主导航的高精度研究具有一定意义.

    星光折射导航观测模型光线追迹LS-SVM机器学习

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    A guidance strategy for rendezvous and docking to the space station in the Earth-Moon NRHO orbit

    XIE YongchunCHEN ChangqingLI XiangyuLI Zhenyu...
    29-39页
    查看更多>>摘要：With the development of space technology,it is possible to build a space station in Earth-Moon space as a transit for Earth-Moon round-trip and entering in the deep space.Rendezvous and docking is one of the key technologies for building an Earth-Moon space station.A guidance strategy for rendezvous and docking from the Earth orbit to the space station in the Earth-Moon NRHO orbit is proposed in this paper,which is suitable for engineering applications.Firstly,the rendezvous and docking process is divided into three sections,i.e.,the large-range orbit transfer section,far-range guidance section,and close-range approaching section.The suitable terminal of large-range orbit transfer is selected according to the eigenvalue of NRHO orbit state transition matrix.The two-impulse guidance method based on the relative motion equation in the three-body problem is adopted for the far-range guidance section.The impulse time and amplitude are solved with the optimization algorithm.The linear constant three-body relative motion equation is proposed for the close-range approaching section,and the rendezvous and docking is completed by a two-stage linear approximation.Finally,a simulation analysis is carried out,and the simulation results show that the adopted dynamics equations and the designed guidance law are effective,and the three flight phases are naturally connected to accomplish the rendezvous and docking mission from the Earth orbit to the space station on the Earth-Moon NRHO.
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    Unified numerical predictor-corrector guidance based on characteristic model

    MENG BinZHANG HangningZHAO Yunbo
    40-49页
    查看更多>>摘要：Aerocapture is one of the key technologies for low-cost transportation,with high demands of autonomy,accuracy,and robustness of guidance and control,due to its high reliability requirements for only one chance of trying.A unified numerical predictor-corrector guidance method based on characteristic models for aerocapture is proposed.The numerical predictor-corrector guidance method is used to achieve autonomy and high accuracy,and the characteristic model control method is introduced to achieve robustness.At the same time,by transforming path constraints,characteristic model equations including apogee deviation and altitude differentiation are established.Based on the characteristic model equations,a unified guidance law which can satisfy path constraints and guidance objectives simultaneously is designed.In guidance problems,guidance deviation is not directly obtained from the output of the dynamics at present,but is calculated through integral and algebraic equations.Therefore,the method of directly discretizing differential equations cannot be used to establish characteristic models,which brings great difficulty to characteristic modeling.A method for characteristic modeling of guidance problems is proposed,and convergence analysis of the proposed guidance law is also provided.Finally,a joint numerical simulation of guidance and control considering navigation deviation and various uncertainties is conducted to verify the effectiveness of the proposed method.The proposed unified method can be extended to general aerodynamic entry guidance designs,providing theoretical and methodological support for them.
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    弱引力小天体的自主捕获与相对导航方法

    刘一武胡锦昌梁潇田启航...
    50-58页
    查看更多>>摘要：远距离自主捕获与近距离高精度自主相对导航是小天体探测任务中的关键问题,并且目标尺寸越小,问题越突出.首先,针对数万千米到数千千米远距离范围内的星空背景暗弱目标难以识别的问题,提出综合利用运动学和亮度的全自主捕获和识别方法,可以实现距离大范围变化的快速准确捕获,具备了 3万千米以远捕获10等星暗弱目标的能力;其次,针对数千到数十千米范围交会段视线测量可观性不足的问题,提出基于视线和轨迹机动一体化设计的相对导航方法,在考虑燃料消耗的前提下有效地提高了轨迹可观性,实现了交会段优于5％精度的相对位置导航;最后,针对近距离不规则小天体表面附近的相对导航问题,提出基于图像陆标和点云特征相结合的光学导航方法,可同时适应阳照区和阴影区的探测需求,并结合基于多源数据融合的弱引力小天体重力场反演方法,进一步提高近距相对导航的精度,近距采样相对位置优于1m,相对速度优于1cm/s.对所提出的方法进行了数学和物理的仿真验证.提出的方法有效解决了小天体探测中的高精度相对导航问题,也能适用于数十米量级直径大小和明暗快速交替变化的小天体着陆探测任务.

    小天体探测接近与附着自主捕获相对导航图像导航

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    柔翼结构飞行器智能控制系统关键技术与途径

    贾贺刘靖雷马可瑶闫云龙...
    59-70页
    查看更多>>摘要：柔翼结构飞行器具有轻质、空间集成、重复使用、有较大的阻力面积和升力系数等优点,可实现巡航飞行、低速驻空、再入返回、气动减速、定点归航、着陆缓冲等功能,是当前的研究热点.智能控制系统是柔翼结构飞行器飞航与回收着陆系统的核心技术之一,结合智能技术在控制系统中的应用研究与工程实践,对柔翼结构飞行器智能控制系统及其技术特征进行了分析;介绍了刚-柔组合体一体化控制与仿真、环境感知与健康状态在线评估、航迹规划与跟踪飞行控制、集群飞行控制、着陆与缓冲智能控制、智能硬件容错与重构等关键技术.对柔翼结构飞行器智能控制系统的未来发展进行了思考,提出了飞行环境的智能及柔性感知、气动参数的在线识别、多任务模式自主执行及控制系统的演进学习等发展建议,通过对智能控制技术持续不断地研究与实践,为柔翼结构飞行器系统的研制提供强有力的支撑.

    柔翼结构飞行器智能控制关键技术感知-演化-决策-执行

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    航天器威胁规避自主决策规划方法研究综述

    高婉莹吴健发魏春岭
    71-89页
    查看更多>>摘要：随着空间碎片累积,巨型星座部署,以及太空竞争加剧,当前轨道威胁数目持续增长,对航天器的安全稳定运行造成了严重威胁.研究航天器面向轨道威胁的自主规避决策规划技术,对于保障空间资产安全具有现实而迫切的意义.面对突发高动态、时变多约束、信息不完全/不完美、多类型威胁并发的复杂轨道威胁场景,航天器自主规避决策规划的研究存在一系列实际挑战.针对非对抗性与对抗性两类轨道威胁,从决策建模、策略求解、动作规划及智能决策规划等关键技术入手,系统梳理了航天器自主规避决策规划的研究现状.在此基础上,结合待解决的难点问题,从建模、求解以及应用角度,对未来的研究发展方向提出一些建议,为航天器自主决策规划方法的进一步研究与发展提供参考.

    轨道威胁威胁规避自主决策规划行为决策动作规划

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    航天器追踪-逃逸-防御三方博弈均衡解

    李振瑜林鲲鹏侯育卓罗亚中...
    90-101页
    查看更多>>摘要：为提高航天器在轨防御能力,对航天器追踪-逃逸-防御三方博弈场景进行了研究.博弈中,追踪航天器(追踪器)旨在拦截逃逸航天器(逃逸器),逃逸器旨在躲避追踪器,而防御航天器(防御器)通过主动拦截追踪器来保护逃逸器.由于防御器的存在,追踪器在接近目标时不得不规避防御器,而逃逸器和防御器之间也可以开展合作.对于这样的场景,综合能量和距离指标,建立了线性二次型微分对策模型,推导了三方博弈的纳什均衡条件,求解了追踪器的最优追踪制导律和逃逸器与防御器的最优合作逃逸-防御制导律.进一步考虑多防御器的场景,求解了三方多人博弈的纳什均衡解.仿真结果表明,防御器的存在提高了逃逸器的生存能力,二者可以在机动加速度劣势情况下共同抵御一个机动能力强的追踪器.处在绕飞护卫下的防御器的初始位置并非离追踪器或逃逸器越近越好,而是存在优势位置.

    轨道博弈微分对策追踪-逃逸-防御纳什均衡线性二次型对策

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    大椭圆停泊轨道出发的小行星防御航天器轨道优化

    王杰钟子凯袁浩宋海波...
    102-110页
    查看更多>>摘要：提出了一种从大椭圆地球停泊轨道出发的近地小行星动能撞击航天器的轨道优化方法,基于遗传算法构造了以小行星偏转距离最大为目标,考虑时间、航天器燃料占比等非线性约束条件的优化模型.以小行星2019 PDC为对象,采用遗传算法优化得到了撞击航天器出发时刻和转移时间的最优解,计算了航天器大椭圆地球停泊轨道、地球逃逸轨道和行星际转移轨道段参数,同时采用遍历方法获取了小行星偏转距离与出发时刻、转移时间的Pork chop图,验证了优化算法的有效性.结果表明,所提出的动能撞击任务场景和轨道优化设计方法可有效处置直径百米量级、预警时间为数年的小行星.提出的任务轨道设计方法和处置场景可为近地小行星防御提供参考,可为进一步开展航天器轨道参数精确设计、实施工程在轨验证奠定基础.

    近地小行星动能撞击轨道优化地球停泊轨道遗传算法小行星偏转

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