谐波平衡法在旋翼前飞绕流数值模拟中的应用研究

采用谐波平衡方法,以Euler方程为控制方程,数值模拟了旋翼前飞绕流。由于旋翼前飞绕流的周期特性,流动变量可以展开为关于时间的傅里叶级数,从而将时域下的非定常流动控制方程转换为频域下的定常方程。采用现有的数值方法求得定常解即可得到旋翼绕流的非定常解。与传统的双时间推进法相比,谐波平衡法采用周期性边界条件,只需计算一片桨叶,因而极大地提高了非定常流动求解的计算效率。计算的压力分布、拉力系数均与实验值或双时间推进法的计算结果吻合良好。为了进一步提高计算效率,还实现了基于MPI(Message Passing Interface)的并行计算。

因天气影响的航空器绕飞管制安全评估及策略分析

为降低航空器在绕飞情况下管制指挥事故的风险,采用事故树分析法(fault tree analysis, FTA)和层次分析法(analytic hierarchy process, AHP)相结合的方式对管制员在进行绕飞管制时发生指挥事故建立综合风险评估模型并制定风险管控措施,以及验证所提管控措施的有效性。首先对各风险因素进行逐层分析,找出其关联性,建立绕飞管制指挥事故的事故树模型。以此为基础,结合层次分析法,确定各层风险指标权重。同时依据各指标总权重的排序结果,提出了在绕飞情况下管制指挥事故的管控措施,最后以长沙区域管制空域为实例对所提方案进行验证。结果表明:在本文方案下虽然雷雨、风切变、协调程序过于复杂和航空器偏离计划航路仍然是导致绕飞管制事故的重要因素,但其重要程度下降了6.2%,且成熟管制员人数不足、扇区流量大和预案频繁发生变化的状况得到有效解决。证明了该方案能够有效抑制导致绕飞管制指挥事故发生的事件的重要程度,减少因极端天气和扇区负荷过大而出现的安全风险事故,整体提高管制系统的稳定性和可靠性。

航天器受控绕飞任务规划与自主通用软件实现

针对日益复杂的太空安全形势和空间在轨服务需求,基于自研的自主航天任务设计工具箱研究了航天器受控绕飞轨迹设计及规划方法。假设航天器采用多脉冲机动完成受控绕飞任务,首先分析受控绕飞的任务流程,并给出进入绕飞段和快速绕飞段的轨迹设计方案;然后,针对目标航天器轨道为圆轨道和非圆轨道的情况,计算了多脉冲拱线抵近和多脉冲圆形绕飞过程中各导航点位置和所包含瞄准序列段的参数;最后,通过自主航天任务设计软件实现了受控绕飞任务的轨迹规划,对绕飞参数进行了分析。仿真结果表明:受控绕飞所需总的速度脉冲随进入绕飞段的任务时间和最大转移飞行角的增大而减小,随快速绕飞段绕飞半径、绕飞点数、绕飞周期时间比例的增加而增加。

一种基于MISOCP的复杂绕飞区轨迹优化方法

针对复杂绕飞问题,为提升优化方法的全局寻优能力,提出一种基于混合整数二阶锥规划(MISOCP)的迭代求解算法。首先,定量分析了传统序列凸化方法处理绕飞区(NFZ)约束产生的误差;随后,为消除误差,利用整数变量结合自变量变换将绕飞区约束转化为混合整数线性约束;最后,将原问题转化为MISOCP问题,并设计了迭代算法进行求解。仿真表明,本方法全局寻优能力强,且求解时间仅为GPOPS的20%。对随机生成的复杂绕飞场景,本方法鲁棒性较好,且平均求解时间在10 s量级。

地球静止轨道航天器绕飞持续观测任务轨迹规划与控制

针对地球静止轨道(geosynchronous orbit,GEO)航天器的高清观测任务,成像卫星在连续小推力作用下接近GEO航天器,对GEO航天器自然绕飞并以有利的光照条件对其持续观测。针对Clohessy-Wiltshire(CW)方程的偏差问题,通过修正非球形摄动和重力加速度二次长期项偏差对CW方程进行改进,补偿非线性偏差的长期项和主要的摄动项。在轨迹规划问题上,计算绕飞轨迹的初始相位角区间,以保证成像卫星在整个绕飞任务中都能够以良好的观测角观测GEO航天器。基于CW方程和改进的CW方程对成像卫星接近和绕飞GEO航天器全过程进行仿真,基于CW方程的仿真没有达到预期目标;基于改进的CW方程的仿真达到预期目标,全过程所需施加的总速度增量仅为4.67 m/s,工程上具有很强的可行性。

共面快速受控绕飞轨迹设计与控制

绕飞运动在航天器在轨服务与在轨支援、辅助航天员舱外活动、航天器编队飞行、空间交会对接等空间活动中具有重要应用。分析了快速受控绕飞的可行性和主要过程,建立了适用于目标航天器运行在圆轨道上的共面快速绕飞和进入绕飞与退出绕飞的轨迹设计模型,采用多速度脉冲控制方法和等角度/等时间控制方式对绕飞轨迹进行控制。仿真计算结果表明所提出的快速受控绕飞轨迹设计模型和控制方法可以实现对圆轨道目标航天器的共面快速受控绕飞。

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。

有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制

基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.

空间绕飞任务中航天器姿态跟踪的鲁棒控制

研究了空间绕飞任务中从航天器对主航天器进行观测时的姿态跟踪控制问题,提出了综合考虑挠性、外部扰动和参数不确定性等因素的输入饱和鲁棒控制器设计方法。根据主、从航天器的质心相对运动信息,解算出了从航天器的期望跟踪姿态。为保证从航天器跟踪期望姿态时控制器的有界性和强鲁棒性,将文献中已有的一种一阶滑模姿态调节控制器推广到了姿态跟踪的情况。进一步,为消除一阶滑模控制的高频抖振问题,将姿态跟踪问题转化成了标准的二阶滑模控制问题,提出了一种连续的二阶滑模姿态跟踪控制器。仿真结果表明,本文算法能有效实现绕飞过程中的姿态跟踪,同时具有强鲁棒性。

远距离轨道接近及绕飞控制技术研究

文章对半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经相近的两航天器的远距离轨控接近方案进行了理论分析。首先研究了通过改变轨道半长轴调整航天器升交点赤经变化率,进而控制轨道法向振幅的方法;其次给出控制点的选择时机与相对绕飞椭圆大小的定量关系;然后提出采用径向矢径模之差估计远距离相对运动参数方法;最后通过"神舟七号"伴星与轨道舱的远距离接近及绕飞控制仿真对理论推导进行了验证。

卫星编队飞行相对绕飞控制策略

提出了一种能考虑复杂摄动模型的卫星编队飞行相对绕飞控制策略,该策略仅需进行切向和法向控制,控制律不需要改变推力大小和方向,不需要进行卫星的姿态机动,适用范围广。对绕飞角、绕飞中心、绕飞基线等编队构形参数的控制精度高,对绕飞角的控制误差可达0.05°以下,绕飞挠率控制到0.001以下。此外,绕飞中心、绕飞角、绕飞基线、最小距离、最大距离均可稳定地保持,控制后编队构形稳定性好,有利于延长保持控制的周期,节约推进剂的消耗。该策略首次实现了对绕飞中心和绕飞挠率的控制。

在轨服务航天器任意轨道主动绕飞

针对在轨服务航天器对目标器进行全方位监测和抢修要求,根据速度脉冲转移算法进行了在轨服务航天器任意轨道的主动绕飞.文中将绕飞轨道周期分为N份,在每份时间内采用速度脉冲转移算法实现预定位置点间位置转移,进而完成整个预定轨道绕飞.接着进行了算法的误差分析,给出了实际选择最少脉冲数的方法以满足预定轨道制导精度.最后进行任意轨道主动绕飞的数学仿真.仿真结果表明该制导算法较常规算法节省能量,能有效地完成任意轨道的主动绕飞.

伴随卫星接近绕飞的轨道控制方法研究

针对伴随卫星以共面方式接近目标星飞行、并最终实现共面绕飞这一问题进行了研究。提出了通过轨道调相控制实现轨道接近,并且兼顾实现绕飞轨道构型参数的方法。仿真实例表明,提出的接近绕飞轨道控制方法成功地实现了伴随卫星相对目标星的接近和绕飞,很好地达到了绕飞轨道构型的参数指标要求。

航天器受迫绕飞构型设计与控制

针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求,研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W(Clohessy-Wiltshire)方程的解析解,提出了双水滴拼接绕飞构型,并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计;推导了伴随航天器初始状态变量与绕飞构型形状参数的关系,得到了4种构型的解析表达式和脉冲控制策略。通过数值仿真算例验证了设计的4种绕飞构型能够实现伴随航天器的慢速绕飞和快速绕飞,比较了不同绕飞构型的燃料消耗和绕飞距离误差。数值结果表明,双水滴拼接绕飞构型总脉冲最小。研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。

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。

航天器快速绕飞任务的六自由度滑模控制研究

随着航天器在轨服务的发展,快速绕飞成为当前航天任务设计的一个重要课题。快速绕飞采用受限相对运动轨迹,为了实现任务目标需要考虑航天器位置与姿态的六自由度耦合控制问题。采用滑模变结构控制理论,解决了航天器快速绕飞的六自由度推力控制问题。首先,从完全非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态运动学方程出发,建立了包含未知有界干扰的六自由度动力学模型,该模型形式简单,适用于任意偏心率的目标轨道;其次,以圆形绕飞为例,给出了任意方位快速绕飞轨迹的数学表示和任意位置期望姿态的计算模型;然后,考虑航天器形状及推力器配置,应用滑模变结构控制的趋近律方法,设计了对未知有界干扰具有鲁棒性的控制律。最后的仿真算例验证了控制律的有效性。

航天器最优受控绕飞轨迹推力幅值延拓设计方法

针对航天器燃料最优可变周期绕飞轨迹的求解问题,提出了一种以推力幅值为延拓参数的延拓方法.问题求解从最为简单的双脉冲绕飞轨迹出发,首先利用有限推力替代脉冲推力,设定推力序列为"开—关—开",然后逐步减小推力幅值,最终得到最小推力绕飞轨迹;此后,再逐步增加推力幅值,结合主矢量曲线判断最优推力开关序列,将最小推力解延拓至有限推力以及脉冲推力燃料最优解.该方法通过对推力幅值的延拓,实现了有限推力bang-bang控制与脉冲推力燃料最优绕飞轨迹优化问题的一并求解,同时避免了最优控制问题中协态变量的随机猜测.慢速与快速绕飞算例的优化结果验证了所提出方法的有效性.

分布式InSAR卫星绕飞角设计与控制方法研究

针对分布式卫星绕飞轨道构型设计与控制问题,提出了基于Hill方程的绕飞构型设计算法,给出了绕飞角与升交点赤经偏差和轨道倾角偏差的关系,并分析了绕飞角的稳定性;根据分布式InSAR卫星绕飞构型特点提出了基于开普勒轨道实现特定绕飞角和绕飞半长轴的双层迭代轨道控制算法。仿真结果表明,上述方法设计的绕飞构型稳定,捕获控制策略简单可行、控制精度高,具有一定的工程参考价值。

绕飞过程中小天体三维模型重构及探测器运动估计研究

提出了一种利用绕飞段拍摄序列图像对小天体三维模型进行重构,同时估计探测器位置姿态的方法。利用PCA-SIFT算法对探测器绕飞小天体过程中拍摄的序列图像进行特征点提取及匹配,得到稳定的特征点序列。在窄视场拍摄条件下,通过弱透视投影变换简化成像模型,并利用SVD因式分解算法重构了小天体的三维模型,同时估计出探测器的位置和姿态。通过实际拍摄的图像以及人工数据分析了距离远近、特征点个数、图像帧数以及视场角等因素对三维重构精度以及探测器位姿估计的影响。仿真结果表明该算法可以有效的用于小天体模型重构以及探测器的运动估计。

基于滚动优化和微分Theta-D方法的快速绕飞航天器姿轨协同控制

针对近距离快速绕飞的视线保持要求和姿轨耦合特点,研究航天器姿轨协同最优控制方法。建立了六自由度相对运动耦合非线性模型,偏心推力矢量同时提供位置和姿态控制能力;考虑到近距离相对运动对动态性能的高精度要求,不同于无限时域经典Theta-D方法,提出了一种包含终端状态约束的滚动优化有限时域最优控制快速解算方法,推导了中间过程微分Riccati方程和微分Lyapunov方程的横截条件。控制器设计充分考虑了有限脉冲小推力器和有限力矩输出装置的约束。对近距离快速绕飞的仿真结果说明了方法的有效性,所提方法在保证相对运动稳定和动态性能的前提下控制输出幅值小,具有工程实际意义。