交会椭圆轨道目标Hill制导误差分析

在交会椭圆轨道目标阶段,Hill制导受各种误差因素的影响。介绍了椭圆轨道目标Hill 制导的误差因素,并着重研究了导航误差和控制误差对终端位置的影响,给出了误差的基本 表达式。与交会圆轨道目标情况进行比较,分析了初始真近点角对导航误差引起的终端位置 偏差的影响。在此基础上给出了一种修正算法,理论上证明了修正算法能显著提高终端位置 的精度。通过Monte\|Carlo方法的仿真结果表明,合理改变初始真近点角能减小导航误差引 起的终端位置偏差,并且修正算法能更有效提高制导精度。
     

椭圆轨道交会、悬停与绕飞的全状态反馈控制

面向大椭圆轨道航天器交会对接、编队伴飞以及在轨操控等空间应用的需求,对大椭圆轨道上航天器间的相对运动进行了分析与建模,采用幂级数法分别在脉冲推力和常值推力作用两种情况下对系统进行了近似求解。通过对系统解的变换以及对系统状态的重构,给出了大椭圆轨道上的三种交会制导律。脉冲推力作用假设下的脉冲制导类似近圆轨道的Hill制导方法。常值推力作用假设下的全状态反馈制导律则在交会制导、相对悬停和循迹绕飞控制的过程中实现了对相对位置和相对速度的同步控制。通过构造新的系统状态,改进的变系数全状态反馈制导律提高了相对速度的制导精度,降低了相对制导过程中的最大轨控加速度。三种制导律的制导效果通过数学仿真进行了校验和比较,文中给出的方法实现了椭圆轨道上相对交会制导、悬停保持和循迹绕飞控制。     

弹道导弹拦截系统中的雷达测轨算法

研究了弹道导弹防御系统的雷达测轨估计问题。为了解决雷达探测距离远、角度误差大、椭圆轨道计算量大和目标运动轨迹摄动大等恶劣条件下的测轨预报，并且能充分利用雷达测量误差分布的方向性以提高算法的精度和自适应能力，提出了小机动模型的目标状态估计器的预处理一给定两个时刻目标位置的轨道参数初算一多目标位置状态参数下最大似然估计的目标轨道最优估计方法。通过对制导控制系统全程仿真，可以看出该雷达目标测轨算法使其控制系统有很好的中末制导交接条件。     

基于极坐标方程的悬停编队和交会控制研究

研究共面轨道航天器悬停编队和交会控制问题.基于轨道面板坐标运动方程,建立航天器期望状态和实际状态运动方程,将实际状态追踪期望状态问题化为参考模型跟踪误差控制问题求解.针对参考模型跟踪误差方程的时变耦合性.采用Lyapunov定理及LaSalle不变性原理设计不同偏心率悬停编队和椭圆参考轨道交会最优控制律,并分析系统稳定性.仿真结果验证了该算法的正确性和有效性.     

运载火箭显式制导方法研究

本文引入标准等效椭圆轨道的概念,利用D矩阵变换,简化了状态方程。然后分别研究了轨道平面内和轨道平面外的迭代制导问题,给出迭代制导的解析表达式,这种方法可用于大型运载火箭的制导。     

航天器交会寻的段三冲量制导方法及误差分析

提出一种航天器空间交会寻的段的三冲量制导方案.以节省燃料和提高末制导精度为目标,设计出基于Hill方程寻优和轨道预报实时优化的双重优化方法,对无初始误差及测量误差情况下的寻的制导效果进行仿真分析,并且对存在初始误差与测量误差时的寻的制导进行模拟打靶试验.仿真结果表明此方法在保证终端精度的同时能较好地节省燃料,并且对于误差影响具有鲁棒性,计算量较小,具有工程可实现性.     

一类椭圆轨道交会中的动力学方程研究

研究了一类追踪器和目标器轨道半长轴相差不大、轨道面外的距离相差不大的小偏心率椭圆交会的动力学问题.首先选择合适的圆轨道上的点建立参考系,推导出针对圆轨道参考系的无量纲化线性定常方程,并获得相应的相对状态;接着讨论该方程在小偏心椭圆轨道两冲量交会中的应用;最后进行数值仿真,验证动力学方程和制导策略,并与CW方程及制导策略的相关仿真进行比较.仿真结果表明本文给出的动力学方程的精度优于CW方程,能有效解决这类椭圆交会问题.     

一种基于标准弹道点的制导方法

提出了一种基于标准弹道点的制导方法,以标准弹道的某点为虚拟目标进行需要速度计算及制导,无需修正地球扁率和再入阻力的影响.给出了需要椭圆轨道与需要速度的确定,以及导引与关机控制模型.以某导弹弹道为标准弹道,计算了多种干扰条件下的方法误差.结果表明:其方法误差较小.     

远程自主交会改进制导算法

给出了一种适用于中、远程自主交会的改进制导算法。建立了交会两飞行器的相 对运动动力学模型;给出了可用于获取主、被动飞行器在惯性空间信息的轨道预报算法,并 且本预报算法是基于轨道要素描述的,同时考虑了J2项引力摄动,具有较高精度 。最后建立了用于优化制导指令速度的优化算法,和优化制导时间的燃料最优目标函数,优 化后的指令速度可使主动飞行器更精确地到达预定交会点。给出的数值仿真算例显示, 对于中、远程交会任务,单纯的C\|W制导算法所带来的终端误差较大,而改进的交会制导 算法可以十分明显地提高远程自主交会的制导精度。     

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。