一种标称轨道辅助的无塔快速校相方法

目前我国常用测控设备的跟踪接收机通常采用双通道单脉冲跟踪体制,在任务执行前需要进行校相。现有对塔快速校相方法需要标校塔资源,对星快速校相方法需要在目标进站后拉偏天线,跟踪时效性不够高,适用场景受限。针对上述问题,提出一种使用标称轨道辅助的无塔快速校相方法,通过计算目标进站过程中天线主瓣内的三点误差电压变化,结合标称轨道位置完成移相值及增益的计算,有效提升了目标跟踪的时效性以及任务执行的效率。

基于标称轨道的小推力轨道设计方法

研究了推力可变情况下燃料最省小推力轨道转移问题。分析了传统轨道优化模型在数值求解过程中存在的困难,通过引入标称轨道的概念,提出了一种新的轨道优化模型———标称轨道优化模型。新的轨道优化模型克服了传统轨道优化模型在数值求解中存在的困难,并具有收敛速度快、初始猜测容易的优点。以飞行器从地球向火星的小推力转移为例,验证了标称轨道优化模型的正确性。最后给出了标称轨道优化模型的主要用途及适用范围。

星际小推力转移轨道快速设计方法

针对星际探测任务中燃料最省小推力转移轨道问题,提出一种基于标称轨道的快速设计方法。首先以具有相同端点时刻的无摄动标称轨道为参考,对传统的非线性轨道优化模型进行合理变换,将复杂的优化问题简化为可解的两点边值问题;然后基于标称轨道3个独立积分推导出解析的状态转移矩阵,并以此为基础导出了两点边值问题的最优解析解。该方法无需数值迭代,有效地克服了数值优化方法收敛性差、计算效率低的缺点。最后,以探测火星的小推力转移轨道为例对该方法进行了验证,与精确的数值结果相比,该方法计算的燃料消耗误差小于1%。

月球探测软着陆与采样返回段弹道确定

针对月球探测中软着陆与采样返回段弹道计算问题,提出用数值逼近弹道确定方法。通过B样条对探测器状态进行建模,进而综合全弧段数据进行统计定轨的方法。由于样条法良好的数值逼近性能,使得该方法对探测器弹道异常复杂情况下的状态确定较为有效。对嫦娥三号探测器动力软着陆弧段进行了仿真与实测数据处理。分析了采样返回段的基本动力学与控制特征,为后续的嫦娥五号探测器的软着陆及其采样返回提供初步的可行弹道计算方法。在嫦娥三号探测器动力落月段实测数据处理中,通过评估,该段弹道确定精度优于100 m,其弹道末点与NASA的月球勘测轨道器(LRO)给出的结果差异优于50 m,证实了文章提出的软着陆弹道确定方法的有效性。

基于比例导引的空间交会寻的段飞行任务设计

比例导引涉及的参数测量和控制手段简便,常被用作空间拦截的制导算法。基于该制导算法,在相对运动参数测量条件较弱的情况下,对空间交会对接寻的段飞行任务进行了设计。采用C-W制导算法,对寻的段飞行任务的标称轨道进行了设计。推导了基于固定推力发动机的比例导引轨道控制模型,并利用该模型对寻的段轨道进行了控制。通过仿真计算验证了所给出的比例导引模型的有效性。

基于切换系统的小推力轨迹优化协态初始化方法

传统同伦方法通常将小推力燃料最优问题转化为能量最优问题求解,以增加间接法求解的收敛率,但求解能量最优问题仍需要猜测协态初值以初始化求解算法。该研究针对小推力燃料最优问题,将其优化模型嵌入到切换系统,从而将该问题转化为具有解析协态初值的优化问题进行求解,进一步提高了求解的收敛率,并能够以解析协态初值初始化求解算法。首先,将切换系统优化模型与小推力优化模型相结合,常规的切换系统的切换函数是由最优控制得出的,而本研究则采用了人为设计给定的切换函数,实现了不同系统之间的切换和联系;其次,基于标称轨道线性化的方法,给出了具有解析协态初值的目标系统的设计,无需复杂标称轨道即可实现协态初始化;最后,数值仿真验证了该方法的有效性,相比于传统同伦方法具有更高的求解效率。

分离模块航天器自适应队形保持控制

针对分离模块航天器队形保持控制问题,采用模块航天器集群飞行动力学高精度模型,并考虑模块质量的不确定性和外部摄动干扰,设计了一种自适应队形保持控制器,实现了模块轨迹对标称轨道的跟踪,数值仿真验证了该控制器的有效性。