基于VPX架构的遥测采集平台设计

当今世界各航天大国都在大力发展航天测控通信技术,但现有测控设备间连接关系复杂,不利于系统小型化、低功耗设计,很难满足新型飞行器的设计需要。针对现阶段测控通信系统提出的一体化、小型化,高可靠性等要求,对VPX总线架构进行研究,并应用于遥测采集平台设计。提出了基于VPX架构的遥测采集平台设计方案,经试验验证,可满足目前测控通信系统提出的小体积、高速率以及高可靠性共存的设计需求,在航天领域具有广阔的发展前景。     

过载约束下的探月飞船再入轨迹的在线设计

研究了以第二宇宙速度返回地球的载人探月飞船的再入制导律设计问题.针对基于落点分析的数值预测-校正算法不能有效满足再入过程的气动过载约束条件的问题,提出一种基于解析计算的常值气动过载算法与基于数值积分的预测-校正技术相结合的融合再入制导方案,在线生成了同时满足过载约束和落点精度要求的再入轨迹.数值仿真表明提出的制导算法不仅能满足达到高精度着陆的要求,还能满足气动过载约束要求.在一定的再入初始条件下,探月返回飞船可以不必采用逻辑复杂的阿波罗式跳跃再入方案.这一方案可为即将展开的载人探月活动制定月-地返回轨道和再入策略提供参考.     

混响载荷的建模方法及其空间相关性影响研究

针对航天器混响声场中的声振预示问题,提出了一种满足声场载荷空间相关性的混响载荷建模方法,该方法能够简化声振分析的建模过程,提高分析效率。首先基于波动理论给出了混响载荷空间相关性的理论模型;随后结合工程需求,提出了基于Rayleigh积分和互易关系的混响载荷建模方法,并从理论上证明其满足混响载荷的空间相关性理论模型;最后采用典型算例对建模方法的正确性进行了验证,并研究了声场载荷空间相关性对声振预示结果的影响。     

面向重访周期需求的敏捷成像卫星任务规划方法

为满足敏捷成像星座观测目标的重访周期需求,提出一种混合编码差分进化算法.分析敏捷成像卫星的工作特点,构造评价重访周期需求满足情况的目标函数,建立成像任务约束满足模型.针对观测任务选择与否、执行顺序和成像时间的优化需求,提出一种二进制-实数混合编码差分进化算法,实现了成像任务在时间轴上的分布优化.通过工程实例进行仿真校验,仿真结果表明相比于基于二进制编码的遗传算法,本文算法在优化时间和优化效果方面都有较大优势.     

应急轨道机动变轨方案快速设计算法

为了满足应急轨道机动过程中测控约束和时间、燃料资源等各方面的要求 ,提出了一种变轨方案快速设计算法.给出了适用于变量搜索的轨道机动变轨模式,将变轨 方案快速设计问题转化成了约束优化问题;建立了完整的测控约束数学模型和对测控约束的 处理算法;然后利用遗传算法搜索出了同时满足测控约束条件和优化目标的变轨方案.算例 表明,利用此算法设计得到的变轨方案,能够满足应急轨道机动任务的需要.      

求解应力强度因子的复变—变分方法

本文提出了用复变—变分方法求解二维任意边界构件的应力强度因子。根据的复变函数方法,我们得到了应力场与位移场的一般表达式。利用变分原理,我们确定了包含应力强度因子在内的广义位移。对具有裂纹的单连域与复连域物体,我们所提出的位移表达式满足平衡方程与裂纹表面力的边界条件。其它边界条件系用变分方法近似地予以满足。本方法给出了相当迅速的收敛性。     

快速爬升的奇异摄动中制导律设计

为满足实际作战的要求,基于最优控制理论和奇异摄动方法,提出了一种可保证中远程空地导弹快速爬升到最优高度的中制导律.它由变系数最优爬升控制,最小能量巡航控制和最小能量下滑控制组成.为了减小爬升段控制对下滑段的影响,提出了一种新的控制逻辑.最后针对某型空地导弹进行了仿真.结果表明,该中制导律较好地满足了中远程空地导弹在中制导段的要求.本文的研究结果具有较好地工程参考价值.     

绳系微小卫星的旋转编队飞行

针对三星编队飞行问题,提出一种绳系控制方法,在自旋刚体卫星的平衡分析的基础上,建立了Thomson和Likins Pringle平衡构形的绳系三星编队模型,通过对编队系统的稳定性分析得到了两种构形下的稳定条件,并给出了三种控制策略用以解决Likins-Pringle构形不能满足平衡条件的问题。最后经过仿真验证了理论分析的正确性,并对三种控制策略进行了检验,结果表明Thomson构形无须辅助手段,在满足特定条件下可以稳定运行,Likins-Pringle构形采用弹簧系统和喷气辅助绳系控制时满足特定条件也可以稳定运行。     

挠性卫星姿态快速机动控制

挠性卫星在快速机动中既要满足快速性要求, 又要抑制挠性附件产生的振动。文章提出了一种基于非约束模态方程的方波序列控制方法, 并给出了最小机动时间的方波规划方法。该方法不仅保证机动后无余振, 而且满足最快机动的要求; 此外, 由于控制输出为方波, 因而适合卫星的喷气推力器控制模式和飞轮控制模式, 最后通过数字仿真验证了方波序列控制的有效性。     

一种室外远距离天线测试转台系统的控制方法

为了满足天线在室外的远距离测试需求,提出了一种外场天线测试转台的控制方法。该天线测试系统由上位测试子系统、发射转台子系统和接收转台子系统组成,通过无线网桥实现各子系统间的远距离无线通讯;转台子系统采用EtherCAT 总线,接线形式简单、容易扩展、通讯速率快;采用TwinCAT 和LabVIEW 作为软件开发环境,开发了转台的运动控制和通讯软件界面。本论文对转台子系统控制原理及子系统间通讯方式进行了详细说明,分析了转台子系统定位精度,并通过试验表明该系统满足室外远距离天线测试需求,满足设计指标要求。     

对空间多目标多次接近的轨道设计

基于单航天器对空间多目标单次接近轨道设计的研究结果, 讨论了单航天器对空间 多目标多次接近的轨道设计问题. 提出了接近指标用于设计能多次接近多个空间目标的航天器轨道;以二体接近轨道为基础, 给出了接近轨道解空间的求取方法; 利用三种轨道调整方法构造了三种复杂度不同的新解并产生算子, 分析了它们的解空间和最优解分布, 采用改进的模拟退火算法求解出最优接近轨道. 仿真实验验证了轨道设计算法的正确性.      

基于 Brouwer 平根数的冻结轨道

基于Ｂｒｏｕｗｅｒ平根数的概念研究了冻结轨道,发现了这样一个事实：如果用Ｂｒｏｕｗｅｒ平根数来表示冻结轨道,则该平根数对应的轨道恰是一条精确的圆轨道。在此基础上还对冻结轨道的性状作了新的解释。此外还针对只包含二阶和三阶带谐调和项的地球引力场内的冻结轨道偏心率在临界倾角附近的性状作了分析,显示出临界倾角附近轨道的异常性状在这个低阶的引力场内仍未改变。     

Orbit determination by genetic algorithm and application to GEO observation

This paper demonstrates an initial orbit determination method that solves the problem by a genetic algorithm using two well-known solutions for the Lambert’s problem: universal variable method and Battin method. This paper also suggests an intuitive error evaluation method in terms of rotational angle and orbit shape by separating orbit elements into two groups. As reference orbit, mean orbit elements (original two-lines elements) and osculating orbit elements considering the J2 effect are adopted and compared. Our proposed orbit determination method has been tested with actual optical observations of a geosynchronous spacecraft. It should be noted that this demonstration of the orbit determination is limited to one test case. This observation was conducted during approximately 70 min on 2013/05/15 UT. Our method was compared with the orbit elements propagated by SGP4 using the TLE of the spacecraft. The result indicates that our proposed method had a slightly better performance on estimating orbit shape than Gauss’s methods and Escobal’s method by 120 km. In addition, the result of the rotational angle is closer to the osculating orbit elements than the mean orbit elements by 0.02°, which supports that the estimated orbit is valid.     

基于参考轨道的Walker星座相对相位保持策略

针对高轨道Walker全球星座相对相位保持问题,在分析星座几何结构演化规律基础上,提出了一种基于动态调整参考轨道的星座相对相位保持策略.该参考轨道的半长轴取星座所有卫星的平均轨道半长轴的平均值,通过计算各卫星相对参考轨道的相对相位偏差以及变化率,而后根据有关维持的约束条件来选择合适的卫星进行站点保持,使得所有卫星的相对参考轨道的相位偏差不超过允许值.当一旦有卫星进行了站点保持,则参考轨道就重新统计确定.文章通过一个12颗MEO卫星构成的Walker-δ星座的分析算例,表明这种相对保持策略可以减少星座的站点维持次数.本文提出的方法可以为我国今后卫星导航星座的维持提供参考.     

航天器空间交会过程综合变轨策略研究

文章研究了空间交会远程导引阶段综合变轨问题的变轨策略方法和实用理论模型。文章首先简要描述了综合变轨的技术条件和策略方法 ;然后重点建立了多脉冲综合变轨的轨道动力学模型 ,并给出了数值求解方法 ;最后用自行开发的仿真程序进行了远程导引多脉冲综合变轨的算例仿真。仿真结果表明 ,该模型和算法具有工程实用性     

编队飞行卫星群构型保持及初始化

导出了基于相对轨道要素的编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动方程；提出了编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动控制策略，利用不同方向的脉冲控制相对运动的轨道参数，包括轨道平面内机动和轨道平面外机动控制。根据相对轨道要素的变轨机动控制，进行编队飞行卫星群构型的初始化。这样的构型初始化可以视作一次特殊的变轨机动控制，很容易实现编队飞行构型的初始化机动。     

ERS-1 and ERS-2 operational and precise orbit determination

This paper presents the European Space Operations Centre's orbit determination and prediction systems for the ERS-1 mission. The routine operational orbit determination and prediction subsystem is discussed briefly, and statistics of the accuracy compared to the requirements are given. The precise orbit determination subsystem is then described, and the accuracy of its results are compared to those of the operational orbit system and to the D-PAF preliminary orbit solutions. Some geophysical results from the altimeter data, processed in these orbit determinations, are also presented. The ESOC/OAD ‘ERS-1 Orbit Report’ is introduced as a document providing this information on a monthly basis. Finally, this paper describes how the experience gained with the precise orbit determination will be exploited to further improve the accuracy of the routine system that will be used for ERS-2, and provides an estimate of this accuracy.     

一种卫星天文自主定轨定姿方法研究

利用安装在卫星上的太阳敏感器和紫外敏感器测量出的卫星—太阳、卫星—地球和卫星一月球方向矢量，并利用雷达测高仪测出的地心距作为观测量，提出采用广义卡尔曼滤波方法实时地确定卫星绕地球飞行的轨道，同时确定出卫星的对地姿态．对自主定轨进行了数学仿真，分析比较了采样周期、轨道倾角、轨道偏心率和轨道高度等因素对定轨精度的影响．总结了其变化规律，该方法可用于提高卫星自主定轨精度．     

地月转移自由返回轨道偏差传播分析

地月转移自由返回轨道的稳定性分析对载人登月任务轨道设计及中途修正策略规划有着重要意义。本文在地月会合坐标系下,推导了地月转移自由返回轨道的偏差传递方程,并基于标称轨道数据和解析方法,得到了轨道偏差随时间的扩散规律。研究结果表明:轨道偏差会随着时间推移逐渐增大,特别是在绕月飞行后,偏差量迅速增加,偏差累积将使飞行器无法返回地球。因此,工程实际中不存在严格意义上的自由返回轨道,飞行器在地月飞行过程中必须要进行中途修正。     

轨道维持与调相的综合优化策略研究

在交会对接飞行任务设计研究中必须首先确定目标航天器的轨道设计策略,研究了一种将目标航天器轨道维持和调相两种任务进行综合优化的策略.轨道维持的任务是使得目标航天器轨道的形状和位置符合交会要求,调相的任务是使目标航天器在轨道中的初始相位角符合交会要求.在考虑了交会对接发射窗口、交会终端约束条件下,将目标航天器轨道设计问题转化为一个非线性规划问题,应用序列二次规划方法对其进行了求解.仿真计算表明,这种方法既能以较少变轨次数满足交会对接任务要求,又能节省燃料,为空间交会对接任务规划提供了重要参考.