基于共面圆轨道假设的木卫引力辅助捕获轨道设计

为得到木星赤道附近引力辅助捕获轨道的存在规律,文章假设伽利略木卫运行在共面圆轨道上,并在轨道平面上查找经连续多次引力辅助所捕获的航天器轨道。根据共面圆轨道的对称性并应用木卫相位差,可以计算出引力辅助时间窗口;而后通过轨道几何旋转,使得航天器位置和时间窗口吻合。文章通过分析设定引力辅助序列,遍历使得引力辅助后的航天器轨道与借力木卫轨道相交的入射速度,对每个入射速度进行广度优先搜索,确定各次引力辅助中相对速度的转角,得到连续引力辅助的最大次数和捕获效果。算例设定两种引力辅助序列,研究入射速度在11.5~12 km/s时,经过1~4次引力辅助,捕获轨道周期为0~200天的轨道的分布情况。搜索结果显示,各入射速度对应的捕获轨道最小周期均小于50天。此方法可提升引力辅助捕获轨道的设计效率。

航天器单脉冲机动异面可达域快速计算方法

航天器单脉冲机动异面可达域为分析异面机动任务的可行性提供了依据,有助于提高航天器异面轨道机动任务的设计效率。为求解航天器单脉冲机动异面可达域,首先分析了目标平面的可达性问题。在目标平面可达的情况下,将可达域分为两个区域,并给出两个区域存在的条件。在此基础上根据几何关系,将涉及改变轨道面的可达域问题简化为仅在平面内机动的可达域问题。对于平面可达域问题,提出了一种高效率的精确计算方法。由此,进一步给出了航天器单脉冲机动异面可达域的求解算法,并进行了仿真验证。结果表明,上述方法所得可达域与拟合法所得结果一致,可以精确给出航天器单脉冲机动异面可达域。

同一平面气动力辅助变轨的近似解及分析

采用格林函数法，给出了同一平面气动力辅助变轨飞行的３种过程约束（气动加热率、动压、升力约束）条件之间关系的近似定量描述形成的飞行包络线．由此求解了航天器同时受３种约束条件时，各种性能指标下的同一平面气动力辅助变轨轨迹的近似解及相应的最优控制规律．文中对近似解与控制规律的内部结构作了细致的分析，得到了一些有益的结论．

空间飞行器在视线坐标系中的追逃界栅

针对近地共面圆轨道上的两飞行器追逃问题,应用定性微分对策理论,在双方均为连续小推力假设下,研究了在视线坐标系下对策双方在中立结局上的最优控制策略及中立结局的非线性界栅构造及线性界栅的求解方法。在线性化方法中,首先针对方程中的状态变量作线性化,待最优推力确定后,再对推力变量在确定的终端附近线性化。本文理论推导最终得到了最优推力及线性化界栅表达式,给出线性化界栅与非线性数值逼近解的仿真结果。

对异面椭圆轨道目标航天器的长期绕飞轨迹设计与控制

研究了绕飞卫星对异面椭圆轨道目标航天器进行长时间绕飞观测的轨道设计与控制问题。首先建立了适用于目标航天器运行在椭圆轨道上的长期绕飞轨迹设计模型;得到了绕飞轨迹以目标航天器为中心且保持封闭的条件。然后,考虑绕飞轨迹安全性和完成任务的相对距离需求,针对具体目标设计了长期绕飞观测轨道。绕飞过程中存在的摄动和误差影响会使绕飞轨迹不能保持封闭,不满足任务需求,为此采用双脉冲方法对绕飞轨迹进行控制。仿真结果表明,对运行在异面椭圆轨道上的目标航天器,所建立的绕飞轨迹设计模型和轨迹控制方法可以用于长期绕飞轨迹设计与控制中。

常值推力下面内轨道优化的一种改进间接法

针对常值推力下航天器面内轨道转移燃耗最省的轨道优化问题,利用极大值原理导出了最优轨迹下推力方向角应满足的控制方程,结合动力学方程建立了一种求解航天器面内最优转移轨道的改进间接法,及其在推力方向角调节能力受限条件下的应用方法。由于避免了协态变量微分方程组的求解,改进间接法相对于传统间接法降低了初值猜测的难度和计算量;与采用Gauss伪谱法求解相比,所建立的改进间接法求解结果精度更高,数值光滑性更好。仿真算例表明:推力方向角调节能力受限会改善推力方向角变化规律,降低推力方向角变化范围;就燃耗而言,推力越大燃耗越多,优化轨道节省燃耗更加显著。

基于隐式基因混合遗传算法的多脉冲交会导引

针对航天器交会远程导引段时间非固定多脉冲轨道转移问题,研究多约束条件下且脉冲数未知的共面椭圆交会燃料最省导引律设计。因不同脉冲数将造成多脉冲优化问题求解变量和约束条件个数随之变化,为此在遗传算法中引入隐式基因使得种群中样本个体的基因具有长度可变特性,在单层迭代框架下可同时解出最优脉冲数和脉冲矢量。为进一步改善性能指标还将端点滑行时间作为优化变量,使得在最佳转移时刻进行离轨脉冲作用。寻优过程首先由遗传算法给出设计变量估计值,再由序列二次规划(sequential quadratic programming,SQP)求解全局最优解。最后基于主矢量和最优控制判据,表明所设计的含隐式基因混合遗传算法是求解复杂问题的有效全局优化方法,可解决一类优化变量个数可变的最优多脉冲远程导引律设计问题。

基于时间最短的SGKW共面打击轨道优化设计

天基对地打击动能武器(SGKW)用于从太空对地面高价值战略目标进行快速、准确的打击。针对最短打击时间要求,研究了SGKW共面打击轨道的优化设计方法。首先建立了SGKW的无量纲化平面运动模型,然后利用庞特里亚金极大值原理将时间最短共面打击轨道的最优控制问题转化为两点边值问题。由于约束条件中存在优化参数,一种基于"遗传算法+序列二次规划"的组合优化算法被用于求解未知参数。仿真结果验证了上述方法的有效性。

卫星在降交点地方时不变的最优轨道转移研究

卫星在运行时要求降交点地方保持不变,而在卫星变轨前后降交点地方时不变情况下要用有限推力燃料达到最优异面轨道转移问题。针对降交点地方时不变、有限推力等难点,利用虚拟目标卫星的概念,建立了轨道转移的相对运动模型,提出了保证降交点位置不变的变轨初始条件;基于极小值原理将燃料最优变轨问题转化为两点边值问题,并采用共轭梯度法进行数值求解。针对变轨时间固定、连续推力情况,以总冲最小、满足各种约束为指标,进行了异面转移轨道的优化设计验证。仿真结果验证了卫星轨道转移策略和算法达到最优转移。

卫星快速绕飞轨迹设计与制导

快速绕飞在航天器近距离观测、空间目标识别与侦察、在轨服务与应急情况处理活动中具有重要应用。首先建立了适用于目标航天器运行在圆轨道或椭圆轨道的相对运动状态转移矩阵;然后,推导了采用多脉冲控制方法实现与目标航天器共面和异面快速绕飞、进入绕飞和退出绕飞的轨迹设计与制导的模型和算法;最后,分析了绕飞过程速度脉冲需求与绕飞参数的关系。仿真计算结果表明所提出的快速绕飞轨迹设计模型和制导算法可以用于对圆轨道或椭圆轨道目标航天器的共面或异面快速绕飞。

非圆轨道卫星实现共面悬停的方法

通过矢量控制,使任务卫星始终在目标卫星的轨道平面内飞行,同时保证"任务卫星-目标卫星-地心"的夹角和两颗卫星间的相对距离保持不变,从而实现共面悬停飞行。重点进行了任务卫星悬停飞行的动力学理论分析,推导了悬停飞行过程中任务卫星相对于目标卫星的径向和切向加速度需求,给出了开环控制方案,对不同悬停任务的能量需求进行了对比分析,最后对悬停飞行过程进行了动力学仿真。

气动砰击异面辅助变轨轨迹优化问题研究

对LEO-LEO轨道转移任务对航天器气动砰击异面辅助变轨的轨迹优化进行了研究。在优化求解过程中将大气层内的无动力下降段轨迹与之后三段轨迹分开考虑而转为二层优化问题。分析了气动砰击异面辅助变轨的燃料消耗,讨论了不同发动机最大推力对大气层内的飞行轨迹、飞行速度、驻点热流等的影响。仿真结果表明:气动砰击异面辅助变轨在降低燃料消耗、解决飞行器热防护问题,以及提高航天器轨道机动能力上有较大的优势。

对异面椭圆轨道目标航天器绕飞的相对导航算法

研究了小卫星对异面椭圆轨道目标航天器绕飞的相对导航问题。首先建立了适用于目标航天器运行在椭圆轨道上的二阶状态方程;分析了2个航天器间的量测几何关系并得到量测方程;采用适用于处理复杂非线性模型的无味卡尔曼滤波器进行相对导航计算。仿真计算结果表明,在对异面椭圆轨道目标航天器进行绕飞的过程中,所提出的相对导航方法能够实现对相对位置和相对速度的精确估计。

近地星座异面遍历交会轨道全局优化

根据J 2摄动对轨道面的长期影响规律,提出了一种在近地低轨道星座卫星之间进行异面轨道交会的解析近似方法,并用于建立多星多约束遍历交会的混合整数规划模型,能够快速获得多星交会次序、交会时刻的最优解。仿真算例表明提出的方法适用于在轨服务、构型重建等类型任务的快速优化,计算速度和燃料消耗优于以往类似算法。

异轨遥感立体像对外方位元素的求解算法

在对异轨遥感立体像对外方位元素求解的基本模型进行系统阐述的基础上 ,讨论了基于共面条件的后方交会模型改化方法及其和基于共线方程的后方交会模型的融合。给出了外方位元素初值求解的实用算法 ,并利用实测立体像对数据进行了联合平差计算 。

基于SCKF算法的空间机动目标跟踪研究

针对空间机动目标快速跟踪问题,建立了考虑J2项摄动和目标在线机动的系统状态模型和天基仅测角观测模型,通过对比研究采用了一种平方根容积卡尔曼滤波方法进行目标跟踪。针对空间目标共面机动和异面机动等不同机动方式,研究了SCKF算法在不同机动方式下的跟踪性能。仿真结果表明,在机动能力相同的情况下,轨道面内的机动较轨道异面机动更容易使滤波器发散;通过4种机动方式比较研究,SCKF滤波器对轨道坐标系中横向机动最为敏感,而沿探测器与目标的视线方向机动最易被再次稳定跟踪。

基于三分图的非共面卫星分布式加注任务规划

分布式加注规划的目的在于规划加注过程的交会路径,使任务在满足约束的情况下整体燃料消耗最优。针对异面圆轨道卫星间的分布式加注策略,建立了分布式加注任务规划问题的数学模型,把该规划问题归结为非完全赋权三分图的匹配问题,并将整体最少燃料消耗作为规划目标。其次,进行了算法的流程设计,采用了Kuhn-Mundres图论算法和整数遗传算法相结合的LSGA算法加快了收敛的速度保证了全局最优。最后,选取了两个具有小角度轨道偏差的异面卫星星座对该问题进行分析。计算得到了优化后的双冲量机动下加注任务的服务关系与燃料代价,规划算法的有效性也得到了验证。

双星运行轨道的研究

文章首先把双星运动看做二体问题,研究以一个星体为参照系,另一个星体的轨迹为圆锥曲线,以系统的质心为参照系,每一个星体的轨迹也是圆锥曲线,然后提出了行星与恒星之间也是双星现象,地球与月球之间也是双星现象,解释了困扰物理学与天文学多年的行星运行轨道的共面性、公转的同向性难题,指出了研究行星运行轨道时惯性质量应当用折合质量计算.

“一对多”的空间在轨服务序列规划研究

为提高航天器在轨机动能力、工作寿命,升级扩大航天器功能,创造经济效益,近年来空间在轨服务与维护越来越成为空间技术的研究热点之一。为了降低地球静止轨道(GEO)卫星的发射成本,延长其在轨寿命,服务星采用“一对多”的方式为同一轨道平面上运行的多个工作星依次提供在轨服务。采用脉冲机动变轨与基于遗传算法的序列规划相结合的方法,利用霍曼转移、异面圆轨道转移和Lambert转移等算法建立数学模型,针对同面与异面服务两种情况进行仿真与结果分析,给出总脉冲速度增量最小的服务策略,为GEO卫星在轨服务任务规划提供参考。

天基拦截器轨道选择研究

针对给定高度的目标,对天基拦截器轨道的选择进行初步研究。其仿真从拦截范围、变轨所需速度增量、拦截所需时间、碰撞时可获得动能等方面分析初始轨道高度的选择。一般情况下,轨道高度越低,偏心率越小,两航天器间初始角度差就越大;轨道高度越低,偏心率越大,所需速度增量就越大;轨道高度越高,偏心率越小,所需的时间就越长;轨道高度越高,偏心率越大,天基拦截器到达相关点的速度就越大。