考虑地球非球形摄动的固体动能拦截器助推段最优控制方案研究

针对三维空间内的高速飞行目标,提出了一种可用于固体动能拦截器助推段的精确最优控制方法。考虑了地球非球形摄动的影响,建立了有限推力拦截器最优控制问题动力学模型,并用直接配置法与SQP方法进行了数值求解,得到了更加精确的助推段控制方案。算例证明该方法有效。

环火探测器非球形引力摄动运动的频率分析方法

环火探测器的摄动分析解对于分析探测器轨道运动规律以及星载计算具有比较重要的意义。针对火星非球形引力摄动影响下环火探测器的运动,采用频率分析方法,对环火探测器轨道运动进行仿真,得到了与KAM理论一致的结果,在火星非球形引力摄动作用下的环火探测器轨道位于一个不变环面,可由3个角变量的频率描述。利用该方法,采用数值方法构建轨道运动的分析表达式,通过与数值积分结果的比对,证明该分析表达式具有较好的精度,适合长时间的轨道外推,可以满足航天任务的星载应用需求。该方法不仅可以给出环火探测器在任意时刻的轨道状态量,同时可以较高精度地确定3个角变量的变化率,反映一定的轨道变化规律。

卫星自主定轨中轨道摄动仿真

本文针对组合大视场星敏感器卫星自主定轨方法,建立了地球非球形摄动下的广义卡尔曼滤波仿真模型,滤波过程采用了新的改进算法。通过计算机仿真,说明该自主定轨方法具有很高的位置、速度均方误差估计精度且算法是收敛的。计算给出了一日内的卫星轨道,反映了在地球非球形摄动下轨道的变化情况,且对轨道面的进动进行了计算。

超低轨道卫星摄动特性分析及轨道维持方法

针对超低轨道卫星长时间在轨飞行的轨道维持问题,分析了超低轨道平均偏心率矢量变化特性,提出了一种超低轨道维持的控制方法。分析了J2、J3摄动以及大气阻力摄动作用下超低轨道卫星偏心率矢量的变化特性;基于能量守恒原理设计了超低轨道高度维持的控制策略;通过仿真算例验证了控制策略的有效性。结果表明:在地球非球形引力摄动、大气阻力摄动和速度脉冲作用下超低轨道平均偏心率的变化是稳定的,所设计的轨道维持方法不仅能够实现超低轨道高度维持,确保平均偏心率矢量收敛至平衡位置,且用于轨道维持的燃料消耗合理,能够满足长时间的超低轨道飞行要求。

高阶带谐摄动下卫星相对运动精确动力学模型

在考虑J2项摄动的卫星相对运动精确动力学模型基础上,推导了可以精确到任意阶带谐非球形引力摄动的卫星相对运动精确动力学模型,还给出了一组简洁的基于参考卫星轨道要素(Reference Satellite Variables)的微分方程,能够描述精确到任意阶带谐非球形引力的卫星地球轨道运动。由于在模型推导过程中没有引入任何简化,新推导的结果适用于任意偏心率的地球轨道。

地球非球形对卫星轨道的长期影响及补偿研究

首先建立了地球非球形引力摄动模型,通过对地球非球形引力摄动对卫星轨道的长期影响分析发现,地球非球形引力摄动对卫星轨道升交点赤经和沿迹角的漂移量与时间成近似线性关系;然后推导了通过主动偏置半长轴和倾角的方法来补偿摄动长期影响的计算公式,设计了基于仿真的地球非球形引力摄动补偿方法;最后对G lobalStar星座卫星进行仿真与试验。结果表明,设计的补偿方法是可行的,摄动补偿后在地球非球形引力摄动作用下卫星轨道的长期稳定性得到了很好的保持。

非球形引力位中J_3项对轨道的影响及应用

地球的非球形引力摄动是人造卫星环绕地球飞行过程中所受到的摄动中较重要的一项。在人造卫星的精密定轨和卫星位置的预报中,人们往往对J2项比较重视,但是对于J3项的研究比较少。为了解J3项的性质,文中分析了非球形引力位中J3项对于卫星轨道的影响,通过严格的公式推导,得到J3项对轨道偏心率以及轨道倾角的影响,详细地介绍利用它形成冻结轨道的基本原理。通过数值实验对得到的基本理论以及应用进行验证。结果表明J3项是冻结轨道形成的重要因素。

不同高度范围月球卫星轨道受摄分析

目前月球探测任务具有多样性,需要采用不同高度的月球卫星轨道,因此研究摄动力对不同高度月球卫星轨道的影响具有重要意义。文章首先分析了月球非球形摄动、地球引力摄动和太阳引力摄动三种摄动力大小随高度的变化规律。在此基础上,仿真计算了这三种摄动对不同高度月球卫星轨道的影响,得到了轨道要素和近月点高度在不同轨道高度范围内随这三种摄动力的变化规律。最后在近月点高度为百米级精度的条件下,给出了不同高度范围需要考虑的摄动力,为新型月球任务轨道设计和轨道控制提供参考。

载人航天器与空间站共轨飞行轨道维持策略

针对载人航天任务中面临的与空间站保持长期共轨飞行的轨道问题,分析了航天器在地球扁率J_2项摄动以及大气阻力摄动作用下,长期共轨飞行航天器半长轴、相位和升交点赤经的变化特性,并设计了仅通过面内调整同时实现面内和面外调整的共轨维持的控制策略。通过仿真算例验证了控制策略的有效性,轨道维持的燃料消耗合理。可为我国载人航天器与空间站共轨方案设计提供参考。

基于滤波算法的拟平均轨道根数自主实时确定方法

针对卫星长期自主运行的发展要求,首次提出了基于滤波算法的卫星自主计算拟平均轨道根数的在轨实时方法。首先以受地球非球形摄动影响的低轨卫星为研究对象,推导了拟平均轨道根数的变化率并考虑了J2平方项补偿;以拟平均轨道根数为状态变量并以卫星瞬时速度和位置作为观测量建立了滤波方程,然后分别应用平方根无迹卡尔曼滤波(SR-UKF)和扩展卡尔曼滤波(EKF)对拟平均轨道根数进行估计。仿真结果表明,两种滤波方法均能有效地计算拟平均轨道根数,其中平方根UKF滤波具有更高的精度和稳定度,且都可以满足卫星在轨自主实时计算拟平均轨道根数的需求。

基于不同天文标准计算地球引力对卫星轨道的影响

建立了一个考虑地球非球形引力摄动的卫星轨道摄动模型并用C++语言编写程序进行轨道计算,其积分器采用Runge-Kutta-Fehlberg7(8)。建模过程中,对岁差、章动等量的计算分别考虑了美国海军天文台1981年和2005年的两种天文标准。通过与STK对比,发现无论采用哪一种标准,轨道传播两天后的位置误差都不会超过分米量级,速度误差不会超过毫米每秒的量级。说明了建模和编程计算的合理性,以及采用新旧两种天文标准计算卫星轨道的差别甚小。

高精度重力场下回归轨道半解析优化设计

为解决太阳同步回归轨道的标称设计问题,提出一种基于高精度重力场的半解析优化方法。建立地球非球形引力摄动阶数为J_(15)的高精度重力场解析模型,并分离出引力摄动的长期项和长周期项。构建回归轨道从半长轴到平交点周期的对应关系,平交点周期变化随引力摄动阶数的提高而逐渐收敛。通过微分修正迭代算法所确定的半长轴相对于传统J_2摄动模型的半长轴确定值具有更高的精度和更好的稳定性。考察摄动短周期项影响下的密切交点周期,结果表明其受初始位置(平近点角)影响较大,变化范围为0.015 s,并由此给出精确回归轨道优化设计的基准:不同的初始位置上满足星下点轨迹严格回归的半长轴期望值。

高精度火星大气制动轨迹智能高效优化方法

大气制动技术是减少深空探测任务燃耗的重要手段.本文面向火星大气制动轨迹优化问题,提出了一种高精度火星大气制动轨迹快速优化方法.首先,构建了全维度非球形引力摄动动力学方程,并基于此完成了火星大气制动轨迹参数的敏感性分析,结果表明近火点高度在高精度模型下存在波动现象.然后,应用深度神经网络发展了大气制动轨迹参数快速估算方法,提出了受控火星大气制动轨迹优化模型,并采用遗传算法进行优化.数值仿真结果表明,本文所提方法较传统简化动力学方法在计算效率和精度方面优势明显.

基于脉冲优化控制的轨道转移修正

针对空间轨道转移任务,研究了轨道转移修正过程中状态误差和能量优化控制问题。首先分析了轨道转移过程中各种摄动和测量误差等影响因素,通过对飞行中位置、速度的实际状态和目标轨迹状态比较,建立了控制系统方程。然后基于动态规划原理,提出了一种固定时间间隔的线性二次型离散脉冲优化控制策略。以固定的间隔时间计算控制量,使飞行器的位置和速度逼近目标状态,达到优化能量和位置精度的控制。最后对已知空间两点位置及固定转移时间的飞行任务进行仿真,仿真结果验证了控制方法的有效性。