一种改进的天基测向初定轨初值和模型求解方法

为改进Laplace法在天基测向初定轨中出现的迭代不收敛和平凡解,对原简单迭代求解法作改进,以优化算法中的变尺度法为解算算法,给出了考虑J2摄动并易于避免平凡解的初值求解方法.仿真结果表明:改进方法有效,不仅可成功解算原迭代方法失败的问题,而且能减少初定轨的整体计算量.     

考虑地球扁率的大椭圆轨道编队飞行优化设计

大椭圆轨道上卫星编队的相对运动特性及其所受摄动力的影响给编队轨道设计者提出了新的挑战.本文总结了大椭圆轨道卫星编队的五种基本形式,利用数值积分法计算了主星轨道倾角、近地点角和平近点角初值对地球扁率作用下基本编队形式相对位置极值点漂移量的影响规律.结合零J2项摄动条件,提出基于主星平近点角初值的J2项编队相对轨道优化设计方法,进而获得瞬时根数描述的编队初始条件.仿真算例表明：优化设计结果可以明显降低大椭圆轨道编队卫星的相对漂移量,与平根数描述的编队初始条件的设计结果相比,相对距离极大值点的漂移量降低约81.8681%,验证了基于主星平近点角初值的大椭圆轨道编队优化设计方法的可行性.     

空间交会调相特殊点变轨求解算法

空间交会调相是交会轨道控制的关键问题,本文给出了摄动条件下交会调相特殊点变轨求解算法.算法由粗求解器和细求解器组成:粗求解器中仅迭代部分设计变量,其余设计变量由Gauss型摄动运动方程解析计算;细求解器以粗求解器计算结果为初值,迭代所有设计变量获得较精确满足终端条件的解.算法简单可靠,适用于工程实际,算法的有效性得到了STK高精度轨道预报模块的验证.     

一种快速爬升和快速下降的奇异摄动最优中制导律设计

利用非线性奇异摄动系统2点约束最优问题的结论,在分析导弹质心运动方程两时间尺度特性的基础上,提出了一种计算量较小、较简单的奇异摄动最优中制导律,并对此制导律进行进一步修正,得到一种快速爬升和快速下降的奇异摄动最优中制导律。将此制导规律用于高超音速巡航导弹上,进行了三维弹道仿真,取得了满意结果,证明高超音速巡航导弹应用此改进的奇异摄动最优中制导律是可行的、可靠的。     

航天器相对运动建模及周期性相对运动求解

面向航天器编队飞行的需求,对椭圆参考轨道航天器非线性周期相对运动条件进行研究,提出了确定椭圆参考轨道编队航天器非线性周期性相对运动条件的新方法。首先,考虑非线性、椭圆轨道等因素,通过哈密尔顿-雅可比(HJ)方程和正则摄动理论,推导了在任意非线性摄动下相对运动的模型和获得不需消耗任何燃料的周期性相对运动轨道的条件;然后,采用时域配点法,结合改进的列文伯格-马夸尔特(LM)法对周期性相对运动的初值进行求解;最后,设计数值仿真算例,利用上述条件,得到不消耗任何燃料的周期性绕飞轨道,由此验证了本文所提模型和方法的正确性。     

有限推力下时间最优轨道转移

研究了一种有限推力作用下的时间最优轨道转移计算方法。以非奇异根素形式的高斯行星摄动方程为基础,由庞德里亚金极小值原理导出正则方程组,通过将最优控制问题转化为协状态初值为待优化参数的参数优化问题,并通过非线性规划求解得到的参数优化问题,从而避开求解两点边值问题的困难。文章最后给出2个算例,分别计算了零倾角零偏心率最优轨道转移和大倾角改变最优轨道转移。计算过程及结果表明本文所用方法对协状态初值猜测敏感性小,收敛迅速;零倾角零偏心率情况下无奇异;所得控制轨线光滑。     

考虑轨道摄动的外热流计算分析

为改进传统外热流算法未考虑外热流经多次反射后的吸收和国外商业软件未考虑轨道摄动及太阳矢量变化对外热流的影响等不足,重新定义了外热流角系数和外热流辐射传递因子,综合SGP4轨道模型和Gebhart方法,给出了考虑摄动等因素的辐射传递因子和轨道外热流计算模型,以及相应的计算流程。通过仿真分析论证了考虑多次反射及摄动等因素的重要性。     

摄动制导诸元计算的一种模糊控制方法

在分析摄动制导原理和一般诸元解算方法的基础上,通过对经典模糊控制器进行改进,提出了适合摄动制导基本诸元解算的分级模糊控制规则和模糊控制系统模型,有效的解决了弹道导弹基本发射诸元与落点偏差之间的关系难于用精确的数学模型进行描述的问题.仿真结果表明,改进型模糊控制法相对牛顿迭代法计算摄动制导基本诸元,精度在同一级别上、迭代...     

考虑J_2摄动作用的异面椭圆轨道双冲量交会轨道修正方法

重点研究了地球扁率J2摄动作用对固定时间双冲量异面椭圆轨道交会运动的影响以及相应的轨道修正方法.根据摄动理论,利用Eneke法计算了J2摄动作用引起的实际飞行轨迹与理论标称轨迹之间的位置偏差.在此基础上,提出了通过修正预定的交会位置来修正转移轨道偏差的控制方法.通过仿真计算,对修正前后的位置偏差进行了仿真分析,结果表明,文中提出的轨道修正方法能够有效地减小摄动作用引起的制导误差,且方法简洁、易于实现.     

基于Gauss伪谱法的有限推力轨道转移优化

研究了Gauss伪谱法在有限推力轨道转移优化问题中的应用。首先在消除奇点的拟春分点轨道要素的非奇异摄动方程基础上,选取性能指标为能量最优,控制变量为有限推力发动机加速度的3个分量;然后,利用Gauss伪谱法将最优控制问题转化为非线性规划问题,避开了求解两点边值问题的困难;最后给出了2个算例,分别计算了同面转移轨道和异面转移轨道的能量最优化转移。计算过程及结果表明本文所用方法对初值猜测敏感度较小,且平稳收敛,具有一定的鲁棒性,转移轨道平稳光滑,能够满足各种约束条件,便于对发动机进行控制,且在零倾角零偏心率轨道情况下不产生奇异。因此,Gauss伪谱法可用来求解轨道转移优化问题。     

小推力最优轨迹协态估计的高效机器学习方法

针对变比冲小推力轨迹间接优化中的协态变量初值猜测问题,提出了一种基于机器学习的协态变量初值高精度高效估计方法。首先,基于标称最优轨迹延拓,建立了状态量边值高扰动上限情形下的数据集生成方法,并分析了扰动上限对求解效率的影响。然后,构建了基于位置速度、轨道根数和改进春分点轨道根数多形式状态量组合输入的人工神经网络(ANN)映射关系,分析并优化了神经网络结构。将提出的方法应用于深空探测小推力转移场景,仿真结果表明该方法相对于标称轨迹直接扰动的数据集生成方法及单一形式状态量输入的人工神经网络映射方法,均有效地提升了求解收敛率,能够高效高精度地估计协态变量初值,实现轨迹快速优化。     

基于零J_2摄动条件的近圆轨道编队保持双脉冲最优控制方法研究

重点研究了考虑J2摄动作用的近圆轨道编队构形保持双脉冲最优控制策略.利用轨道要素法建立了考虑J2摄动作用影响的相对运动方程,推导了消除相对摄动影响长期项的零J2摄动条件,并利用该条件对C-W方程得到的编队初始条件进行了修正,得到了对J2摄动不太敏感的相对轨道.然后,基于C-W方程建立了编队保持双冲量最优控制模型,并利用非线性规划方法得到了编队保持所需的最优控制脉冲.仿真结果表明,J2项摄动对相对运动的破坏作用明显减小,提出的双脉冲最优控制方法能够有效实现编队保持的高精度控制.     

基于平均轨道要素的干涉SAR编队构形设计方法研究

提出了一种在整个轨道周期内沿轨迹向和垂直轨迹向均存在稳定基线组合的三星编队，并在考虑J2摄动基础上给出了其轨道设计方法。依据系统任务要求给出了该队形设计的约束条件，初步确定了编队的平均轨道参数。为了使得空间基线在摄动情况下保持相对稳定，对卫星平均半长轴进行了小量修正。最后在卫星工具包（STK）下进行了高精度轨道仿真验证。结果表明，该方法设计的编队初始轨道参数能使空间基线保持稳定，在一个轨道周期内，垂直轨迹方向存在两条相同的稳定基线，沿轨迹方向存在一条稳定基线和两条周期性变化基线，能够同时满足DEM和GMTI任务要求。     

远程导引变轨方案修正算法

为在实际摄动条件下由远程导引变轨方案初始设计结果实现追踪航天器与目标航天器的交会,提出了一种修正变轨方案。将初始多脉冲式变轨方案转换为有限推力式并作修正,取远程导引结束时刻追踪与目标航天器间的相对轨道要素为目标函数,采用J2,J3,J4解析轨道预报器对目标函数计算需要的轨道进行预报,以历次变轨开始时刻、结束时刻和推力方向为优化变量,用边界约束有限存储BFGS(L-BFGS-B)优化算法获得的最优解为修正后的变轨方案,可消除摄动模型误差。算例结果表明,经转换和修正所得有限推力式变轨方案能在实际摄动条件下实现追踪航天器与目标航天器的交会。     

Gravitation effect on a flux of sporadic micrometeoroids in the vicinity of near-Earth orbits

The new approach to gravitation effect determination in calculating the flux of sporadic micrometeoroids in the near-Earth space is proposed. The technique is based on integration of the equations of motion of sporadic micrometeoroids with accounting for bending their trajectories when particles are approaching the Earth. The technique and results of calculation of the gravitational focusing factor k_g for various conditions are presented. The feature of the proposed technique for calculating coefficient k_g consists in the fact that this coefficient does not explicitly depend on the values of particles velocity at the last point. The results of investigation of coefficient k_g have shown that, for the given initial velocity of micrometeoroids, the values of this coefficient depend on deflection of its direction from the direction to the Earth center. It is shown that for low-altitude orbits the flux density can increase up to 60%. The distribution of probabilities of various directions of particles flying to spacecraft structural elements is found to be non-uniform.     

非线性系统的高阶线性化方法及其在二阶摄动制导中的应用

本文讨论了非线性系统相对于标称轨道的高阶线性化方法。文中在一阶线性展开的基础上,提出了高阶误差项的补偿方法,导出了计算二阶补偿项系数的线性方程组,并给出了补偿项的计算公式。然后,采用所得方法研究了飞行器的二阶摄动制导方法。     

利用轨道瞬时根数预报的离轨制动控制方法

针对再入飞行器离轨制动问题，在考虑地球引力J2项摄动及有限推力影响下，设计了一种航天器自主离轨制动控制算法。该算法根据再入点状态约束，确定了离轨过渡轨道的平均轨道根数及其与离轨待命轨道平均轨道根数的关系，从而得到制动参数初值。通过在线数值递推轨迹，实时预报再入点瞬时轨道根数并计算再入点航迹倾角，当预报的航迹倾角满足约束条件时结束制动，并根据再入点纬度幅角误差修正制动起始点，从而修正制动参数。制动过程中，在考虑了J2项摄动影响下实时预报再入点瞬时轨道根数，依据实际任务需求确定关机时机。最后通过考虑初始状态误差、质量误差、推力误差以及姿态误差情况下的蒙特卡洛打靶仿真，分析了不同关机策略的落点散布特性，检验了该算法的自主决策和高精度再入点控制能力。     

近地卫星编队构形保持方法

针对J2摄动和大气摄动导致低轨编队卫星构型破坏的情况,基于高斯摄动方程给出了以平均轨道根数为被控制量的脉冲控制模型。利用法向脉冲调整轨道倾角和升交点赤经偏差,在轨道上2个位置施加径向和切向脉冲调整其余轨道根数偏差从而修正卫星编队构形。最后通过数值仿真验证了算法的简单性、有效性。