航天器軌跡優(yōu)化是航天領(lǐng)域的關(guān)鍵技術(shù)之一,也是研究熱點及難點。研究內(nèi)容涉及多個學(xué)科及領(lǐng)域,包含航天器軌道力學(xué)、非線性系統(tǒng)理論、最優(yōu)控制理論、數(shù)值計算與分析等。早先的研究,航天器發(fā)動機(jī)多數(shù)以脈沖推力為主,隨著空間任務(wù)的復(fù)雜,連續(xù)推力發(fā)動機(jī)因其比沖大、效率高、可長時間工作等特點,獲得廣泛關(guān)注與應(yīng)用。本文針對此類推進(jìn)系統(tǒng),以航天器協(xié)同交會為背景,研究基于有限連續(xù)推力的航天器燃料最優(yōu)軌跡優(yōu)化問題。根據(jù)龐特里亞金極值原理將燃料最優(yōu)協(xié)同交會問題轉(zhuǎn)化為兩點邊值問題（TPBVP）,利用一階最優(yōu)性必要條件推導(dǎo)得到航天器燃料最優(yōu)控制律。為避免不連續(xù)的燃料最優(yōu)bang-bang控制帶來的非平滑積分問題,本文通過引入配置變量對航天器的開關(guān)序列進(jìn)行人工配置,以此代替燃料最優(yōu)控制律中發(fā)動機(jī)開關(guān)的最優(yōu)控制。通過將不連續(xù)的最優(yōu)控制方程離散化,對微分方程分段進(jìn)行積分,將最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為高維參數(shù)優(yōu)化問題,該方法屬于混合法。在利用混合法進(jìn)行優(yōu)化仿真的過程中,針對較簡單的空間機(jī)動任務(wù),先將航天器控制策略預(yù)置為四個推力段四個滑行段。隨后針對同樣的空間機(jī)動任務(wù),將航天器發(fā)動機(jī)推力減小,航天器飛行時間因此而增加,需要更多次機(jī)動來完... 

【文章來源】：山東大學(xué)山東省 211工程院校 985工程院校 教育部直屬院校

【文章頁數(shù)】：108 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖２．２經(jīng)典軌道要素??１２??

相比前一種，這種描述方式更加直觀。??經(jīng)典軌道要素一般�。�?Ｄ?Ｍ六個狀態(tài)變量，各參數(shù)幾何意義及空間??關(guān)系如圖２．２所示，圖中參考平面取赤道平面，慣性坐標(biāo)系０－ＸＹＺ的Ｘ軸一般??指向春分點。??經(jīng)典軌道要素定位如下：半長軸ａ與偏心率ｅ共同決定軌道形狀與大小，軌??道傾角／與升交點赤經(jīng)Ｑ共同決定軌道面傾角及朝向，近地點幅角０決定軌道拱??線在軌道面內(nèi)的指向，真近點角０決定航天器在軌道上的位置。半長軸ａ定義為??軌道長軸的一半，偏心率ｅ?＝?即焦點焦距比長軸長度，ｅｅ［０，ｌ］。ｅ?＝?０時??軌道為圓形，ｅ?＝?ｌ時為雙曲線，對于橢圓軌道，０＜ｅ＜ｌ。保持半長軸不變，偏??心率ｅ越大，軌道形狀越扁。軌道傾角／為升交點處由參考平面逆時針旋轉(zhuǎn)至軌??道平面的角度，一般將／３９０°的軌道稱為順行軌道，／＞９０°稱為逆行軌道。升??交點赤經(jīng)Ｑ以參考點（春分點）起

一俯仰角和偏航角

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
[1]非線性系統(tǒng)的最優(yōu)控制問題研究及其若干應(yīng)用[D]. 劉熔潔.東南大學(xué) 2015

碩士論文
[1]飛行器上升段閉環(huán)制導(dǎo)軌跡優(yōu)化[D]. 蔣正謙.上海交通大學(xué) 2013
[2]序列二次規(guī)劃（SQP）算法及其在航天器追逃中的應(yīng)用[D]. 羅建.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2012
[3]結(jié)構(gòu)優(yōu)化運(yùn)動極限的理性估計及其應(yīng)用[D]. 張愛清.北京工業(yè)大學(xué) 2007



本文編號：3029825