地心甚高轨道星座构形协同捕获控制策略

针对地心甚高轨道星座构形协同捕获控制问题,基于虚拟编队方法设计了协同捕获控制策略,采用三脉冲燃耗最优轨迹规划算法对构形捕获轨迹进行协同规划;并且结合自适应全程积分滑模控制器对卫星各自转移轨迹进行跟踪控制。以10万km轨道高度的三星星座构形捕获为例进行仿真验证,仿真结果表明:该策略可以有效应用于地心甚高轨道星座构形捕获控制,能够在燃耗较少的情况下使星座中卫星同时到达各自的标称位置,同时具有较高的精度。

利用径向力平衡飞行控制的航天器高精度轨道捕获方法

为实现对探测器轨道形状与高度的精准调整,提出一种径向力平衡飞行的航天器连续推力控制新方法。建立连续推力平衡飞行的动力学极坐标模型,并推导出特殊条件下的解析轨道解,进一步分析边值条件,给出连续推力的控制律。利用这一平衡飞行控制理论,构建轨道捕获的最优控制策略。考虑推力器的推力水平,通过一次或多次的控制过程,实现对轨道形状、轨道高度及轨道相位的综合调整。数值仿真表明:利用平衡飞行的轨道控制方法,配置微小推力器的空间引力波探测器可以实现高精度的轨道捕获;该方法具有控制过程可解析、计算量小、简便、实用等特点。

基于Lyapunov-MPC方法的非合作目标近距离抵近控制

针对航天器近距离视线抵近同时存在轨道与姿态机动的非合作目标特定方位控制问题,提出了一种基于控制Lyapunov函数(CLF)的模型预测控制方法 (LMPC)。首先,根据视线坐标系下的轨道动力学方程,建立了满足视线指向要求的航天器相对轨道动力学模型,并推导了期望轨道的解析表达式。其次,利用MPC方法设计控制器进行在线优化控制,并通过纳入基于李雅普洛夫方法的非线性反步控制的显式特征,构建收缩约束式,以确保闭环稳定性。接着,对基于LMPC的控制方法的递归可行性和闭环稳定性进行了证明。最后,仿真结果证明了所设计的LMPC轨迹跟踪方法的有效性和鲁棒性。

基于调相机制的航天器碰撞规避策略设计

针对携带电推进等小推力推进系统工作的航天器,提出一种利用连续推力调相机制的在轨碰撞规避机动策略。首先,采用混沌多项式展开方法对初始状态不确定性的航天器碰撞概率进行分析,并以此作为碰撞规避策略的评价指标;进而推导了一种适用于小推力的轨道机动的解析解。利用这一解析结果可以提出一种新的避碰方法,即通过航天器轨道相位的微调减小航天器碰撞概率,并且在机动后能够迅速恢复原轨道相位。数值仿真表明:基于所提出的避碰机动策略,可以在较短时间内减小碰撞概率。数值仿真还揭示了避碰时间、燃耗和推力加速度之间的关系。

空间引力波探测无拖曳技术现状与趋势

航天器无拖曳控制是实现引力波空间探测科学平台超静超稳运行的核心关键技术之一。目前,国内外各研究机构对航天器系统的动力学与控制进行了深入研究,并针对不同的探测频段需求提出了不同的探测任务。根据探测任务进行了航天器编队设计与控制的详细介绍和分析,对涉及的无拖曳与姿态控制、高精度惯性传感器与执行机构等原理和理论方法进行了深入的剖析。针对现已开展的空间引力波探测无拖曳航天器在轨飞行的演示验证整体情况进行详述和分析。在此基础上,提出后续开展相关研究中亟待解决的关键问题,指出未来无拖曳航天器系统动力学与控制的研究热点和趋势。

SAR卫星多普勒频移偏航导引补偿效果分析

SAR卫星的多普勒中心频率与卫星和地面目标点间的相对运动有关 ,文章基于轨道动力学理论 ,把中心频率分解为两个部分 ,分别与卫星偏航姿态角相关和无关。对卫星施加偏航导引可以补偿前者 ,后者则作为噪声而存在。首先导出偏航导引的解析表达式 ,并简化为余弦函数形式使之适合实时计算 ;然后定义了补偿度的概念 ,理论上估计了施加偏航导引的补偿效果 ,同时在考虑地球为椭球体以及存在J2 项摄动的条件下 ,通过对偏航导引简化公式补偿度的数值仿真 ,证明了补偿效果的理论估计方法在一定条件下的有效性 ,重点研究了补偿度与轨道偏心率和雷达侧视角的关系 ;最后进一步阐明轨道根数和雷达参数对补偿效果的影响 。

J2摄动影响下的卫星编队稳定性分析、仿真与构形设计

从坐标变换矩阵入手,得到小偏心率参考轨道卫星编队较精确的相对运动分析解,继而深入地分析在地球 J2 项摄动影响下编队构形的破坏机理并对构形破坏做出层次上的划分,为进一步地研究编队构形保持与控制方法提供思路;以此为基础,提出使卫星编队构形稳定的轨道约束条件,同时得到基于三轴(即参考卫星轨道的径向、沿迹向、轨道面法向)振动同步的编队构形设计方法;最后,通过使用 STK 软件的数值仿真证实了以上分析的正确性和方法的有效性。

SAR卫星偏航导引补偿效果分析

通过建立"SAR卫星—地球—目标点"几何模型,得到多普勒中心频率的精确值;简化模型,求得卫星的偏航导引规律;分析简化前后两模型,从而得出偏航导引的补偿效果。

卫星编队的多冲量轨道机动路径规划方法

基于多冲量轨道机动控制,研究应用微小推力发动机来实现卫星编队轨道机动控制的方法。首先简单介绍轨道机动控制的多冲量次优解的求解方法,并把此方法的改进算法应用于卫星编队的整体轨道机动控制;为降低单次冲量值,应用小推力发动机实现轨道机动,提出了卫星编队多冲量轨道机动的路径规划方法,这种方法把一个多冲量轨道机动过程分成多个来实现;最后,数值仿真结果表明:该方法简便、实用,可以解决单次冲量值过大而不易实现的问题,同时对于轨道摄动因素的影响具有鲁棒性。

星载InSAR辅星编队优化设计与分析

以“主星—辅星编队”InSAR系统干涉测高为应用背景,研究辅星编队的优化设计问题。首先,定义优化指标———“有效观测时间比”来描述全轨道周期观测性能,以共绕飞轨道、相位均匀分布的卫星编队(构形类似于CartWheel)作为研究的重点。选取描述编队卫星相对运动的振幅比和相位差作为寻优变量,通过仿真实例用搜索法得出了寻优变量与优化指标的三维关系图,并给出了优化构形的参数区域,得到了最优的编队卫星轨道根数。进一步研究了在主要摄动因素影响下卫星编队构形保持与轨道保持的燃料预算方法,并计算了上述优化构形一年的燃料预算。最后得出有益的结论,为全InSAR系统优化设计提供依据。

近地轨道航天器编队构形重构的一种四冲量控制方法

研究近地轨道航天器编队构形重构的一种多冲量控制技术。首先,基于Hill动力学方程研究轨道坐标系中三种推力器安装模式的能控性,发现在沿迹向与轨道面法向安装推力器的简单模式具有对相对运动的完全能控性;其次,将航天器编队构形重构问题划分为简单问题和复杂问题两类,并用始末构形的振幅与相位参数来表达;基于相对运动的叠加性,提出了实现构形重构的四冲量控制方法,并给出根据始末构形参数求解控制冲量大小和施加时刻的解析式;最后,进行仿真,对控制效果的偏差量进行了数值分析,并提出了一种修正沿迹漂移的二冲量方法。仿真结果表明:四冲量控制是一种有效的构形重构底层控制方法,具有简单、实用、低耗、能准确预估燃耗、适合于航天器编队的自主运行以及能显著降低复杂编队构形重构问题难度等诸多优点。

近圆轨道卫星编队捕获技术研究

基于近圆参考轨道的假设,研究处于同一入轨点多颗卫星的编队捕获方法,首先由高斯型拉格朗日轨道摄动运动方程得到轨道坐标系中控制冲量与轨道根数偏差的关系,基于近圆轨道的条件简化并带入相对运动方程,得到控制冲量与相对运动的关系表达式;通过深入分析各个方向(径向、沿迹向与轨道面法向)的控制冲量对相对运动的影响,给出了分别用径向与轨道面法向控制冲量组合和沿迹向与轨道面法向控制冲量组合实现编队捕获的两种控制策略;最后给出了一个空间圆编队捕获实例,并从燃料消耗、施加冲量次数及捕获时间等角度对比研究了两种控制策略的特点．仿真结果表明,这两种控制策略简单、实用,能够较好地解决近圆轨道卫星编队的捕获问题．

J_2摄动作用下近地轨道卫星编队构形长期演化机理分析

研究近地轨道卫星编队构形在引力摄动作用下的长期演化机理。把用转移矩阵法得出的相对运动分析解表达成一般轨道根数形式,为研究摄动影响而进一步表达成无奇点轨道根数形式;根据各轨道根数的J2摄动解分别研究编队构形在轨道坐标系三个方向上的振幅与相位的长期变化情况,揭示了构形引力摄动的长期演化机理;给出编队构形的摄动表达式,并以仿真实例验证其可信性;最后给出构形长期引力摄动的相关结论,并对编队构形设计提出建议,这将为研究编队构形的规划技术带来方便。

导弹飞行动力学与控制课程建设的思考

本文介绍了"导弹飞行动力学与控制"课程的地位及我校的研究特点,分析了原"飞行力学"课程的特点与作用,通过对比总结了修订后的"导弹飞行动力学与控制"课程大纲的特色,并提出了对该课程建设的几点思考。

星载SAR干涉测量中伴随卫星编队构形保持与姿态控制的协同

研究星载SAR干涉测量中伴随卫星编队构形保持与姿态控制的协同问题。首先,简介主SAR卫星与伴随卫星编队所构成干涉测量系统的工作原理,当主SAR卫星施加偏航导引补偿多普勒频移时,为实现波束指向同步,伴随编队需进行构形与姿态的协同控制。给出协同控制框架结构图,通过设置轨道协同规划器与姿态协同规划器明确了解决方案;进而从构形规划、姿态规划、构形与姿态协同控制三方面具体地阐述伴随编队的协同控制技术。最后对构形保持、姿态规划和姿态控制进行数值仿真,结果表明伴随编队的协同控制满足波束指向同步要求,所提出的协同控制方案具有可行性。

深空轨道优化竞赛与我校研究生培养

简介全国轨道优化设计竞赛和第五届国际轨道优化竞赛(GTOC)及参赛一般过程,总结我校参赛队的差距与收获,思考该赛事对于我校研究生培养的意义,并对今后的参赛提出展望。

基于Hill方程的螺线轨道仿真、分析与控制

研究对数螺线在航天器相对运动控制问题中的应用可行性。把对数螺线形式的相对运动轨迹代入到Hill方程中，推导出控制律并进行仿真分析，由于沿迹向控制会造成相对运动漂移，推导出只应用径向与法向控制来实现螺线轨道的控制律，并提出用沿迹向速度冲量来控制漂移的方法。仿真结果表明螺线轨道概念可应用于相对运动控制问题中，而“径向与法向连续推力控制”加“沿迹向冲量控制”的螺线轨道实现方式简便、可行且有效。

航天器编队飞行构形保持与重构的继电型控制

研究小偏心参考轨道航天器编队飞行构形保持与重构控制的工程实现技术。首先给出相对运动状态转移矩阵,并推导出常推力控制情况下相对运动状态递推的解析表达式;进而给出脉冲推力、连续变推力和继电型推力三种发动机的推力模型和示意图。分别将等速度冲量的三种推力模型代入相对运动状态转移矩阵中,比较相同条件下相对运动控制作用效果的差异,理论推导结果表明:在一阶意义上,三种推力模型对相对运动控制作用等效,因而航天器编队构形保持与重构控制可以基于继电型推力模型来实现。

基于轨道动力学的椭圆轨道悬停方法

连续有限推力条件下,基于动力学原理设计了伴随卫星相对于椭圆轨道的参考卫星在任意位置实现悬停的方法。给出了对任意椭圆参考轨道实现悬停的开环控制律,推导了一个周期内的速度增量计算公式。特别分析了参考卫星为"Molniya"轨道时,实现悬停需要的控制推力及速度增量。仿真结果表明,"Molniya"轨道正下方1km的悬停伴飞,一个轨道周期时间内连续有限推力发动机需要产生的速度增量为10.317m/s。文章提出的方法也可用于椭圆轨道的空间圆或水平圆等非自然编队构型设计。

快速绕飞卫星空间圆编队设计方法

连续小推力条件下,针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型。分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法,并利用数值方法验证了所推导公式的正确性。计算结果表明,在高度为500km的圆轨参考道卫星实现周期为10分钟、半径100m的空间圆绕飞,一个绕飞周期所需最小速度增量约为4.77m/s。文章提出的基本设计原理并不局限于空间圆编队,也可用于其它快速绕飞编队的设计工作。