基于电推力器进行南北位置保持的一种地球同步轨道注入参数方法

摘要： 电推力器在静止轨道卫星上应用越来越广泛,特别是基于电推力器进行南北位置保持,可以有效节省推进剂.提出改进的GPS星历参数解析算法,在此基础上考虑包含电推力模型在内多摄动项模型进行地面精密轨道计算,采用微分修正法,提出一种地球同步轨道注入参数方法,该方法可应用于星上自主完成基于电推力器的南北位置保持.仿真算例表明使用该方法得到的轨道注入参数,卫星能够在保证姿态确定精度的同时,完成南北位置保持任务.     

一种利用角动量进行电推力矢量标定的算法

航天器上越来越多地使用电推进进行轨道修正,电推力器的配置安装和使用方式决定了电推进的调整策略,大多数情况下在轨卫星都需要进行电推力矢量的标定和调整。针对国内某类型地球静止轨道卫星,提出一种利用在轨电推力器工作时引起的星体角动量变化来进行电推力矢量标定及调整的算法,同时给出了国内首次在轨电推力矢量标定及调整的应用实例。在轨标定结果表明算法正确可行,该算法为在轨卫星电推标定和调整提供了一种解决方案。     

GEO卫星基于电推进系统的倾角与偏心率联合控制方法

针对配置电推力器的GEO卫星位置保持问题,提出一种对倾角与偏心率进行联合控制的方法,建立了求解控制方程的优化模型,并针对优化模型变量多、约束复杂的问题进行降维处理,得到两种简化的求解方法,降低了求解复杂度与计算量,适合星上自主计算。采用联合控制方法,仅靠电推力器就能够同时实现卫星倾角和偏心率的高精度控制,有效降低卫星位置保持总的推进剂消耗。仿真算例表明,与电推力器只控倾角的传统方法相比,在保证偏心率控制精度不变的前提下,采用电推力器倾角与偏心率联合控制方法,15年寿命期内节省推进剂质量39kg。     

速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法

对速率模式飞轮姿态控制系统的能控性、稳定性和飞轮组合切换过程进行了研究,揭示了在飞轮组合切换过程中引起卫星姿态抖动的原因,提出了通过对残余角动量进行卸载并将卸载函数同时前馈到系统输入的方法,以保持卫星姿态的稳定度。从理论上证明了可引入残余角动量进行卸载,将卸载函数同时前馈到系统输入,并且不改变原系统的能控性和稳定性。给出了某卫星飞轮切换应用实例,说明了飞轮组合平稳切换方法的有效性。     

地球静止轨道卫星电推进位保策略研究

研究了利用电推进系统进行GEO卫星轨道保持问题,给出了一种基于日预报的位置保持策略。首先,根据GEO卫星轨道漂移规律,分析了小推力推进系统每日进行位保的可行性;然后,针对四电推力器配置构型,给出了每日轨道误差、各推力器工作时间与区间的预测方法;进一步,针对给定的定点位置,根据位保效果对电推进安装角进行了优化选择,并研究了推力变化对位保效果和燃料消耗的影响。以东经100°定点为例对所给方法进行了仿真验证,数值结果表明:所给策略可有效用于GEO卫星位置保持。     

地球静止卫星电推进轨道保持策略优化

针对电推力器控制弧段长、传统轨道保持计算常用的脉冲假设不能适用的问题,提出了静止卫星轨道保持的平运动动力学模型和长期控制策略优化方法。由于轨道保持控制的是平均轨道要素,文章提出了一种基于春分点轨道要素的高精度平根外推动力学模型,与STK-HPOP模型比对高度吻合;提出了综合考虑轨道东西和南北控制的耦合控制优化模型,设计了基于序列二次规划的优化求解方法。仿真算例中研究了二推力器配置的静止卫星4周轨道保持问题,仿真结果表明,该方法可以优化长期轨道保持控制策略。     

航天器在轨角动量演化及卸载策略研究

为了减少在轨卫星的喷气卸载次数,节省推进剂,延长卫星的使用寿命,对地球静止轨道零动量卫星和V型轮偏置动量卫星的角动量管理问题进行了研究.根据卫星角动量累计演化特点,给出两类卫星的角动量管理方法,提出优化的喷气卸载策略.基于上述研究对在轨卫星非正常卸载情况进行了理论分析与仿真验证,提出解决措施.在轨试验表明,基于优化的喷气卸载策略进行卫星角动量管理,可明显减少卫星的卸载次数,验证了策略的正确性.     

深空探测器在轨推力器参数辨识方法

针对中国首次自主火星探测任务需要，结合环绕器质量特性和推进系统布局构型，分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上，通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律，计算整器角动量变化情况，并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差；通过同组推力器作用时对各轴的扰动，解算整器质心坐标。利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况，解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对，实测推力方向偏差不超过0.6°，质心绝对偏差小于18mm，验证了计算方法的有效性和正确性，可作为后续轨控任务的点火方向制定、燃料预算的输入依据。     

V型轮控系统卫星东西位置保持策略优化方法研究

以某在轨GEO卫星为研究对象,探讨了适用于V型轮控系统特点的东西位置保持策略．首先分析了V型轮控系统的工作原理,提出了轮控过程中推力器效率的标定方法和喷气卸载对轨道影响的数学模型;然后深入分析了轮控过程中姿态控制对卫星东西位置保持环及偏心率的影响,提出了延长位保周期的控制策略,并在实际任务中获得了较好的效果．     

基于高斯伪谱法的化-电混合推进系统转移轨道优化设计

提出利用化-电混合模式推进系统完成地球同步卫星轨道转移任务,该推进系统极具应用前景,能够满足高有效载荷率、高入轨精度的工程实践需求。并针对基于该混合模式推进系统的转移轨道的优化方法展开研究,提出一种多阶段最优控制问题（OCP）的高斯伪谱法求解方法。该方法通过分段点的关联设置,将多个经高斯伪谱法转化而来的非线性规划问题转化为一个连贯的非线性规划问题(NLP)。两个不同算例的仿真过程与分析结果表明,该方法能够有效地解决多阶段非光滑连接轨道的优化问题,具有运算效率高、收敛性半径大、求解精度高等优点,可便捷地处理化 电混合模式推进系统的转移轨道优化设计问题。     

化学-电喷双模推进系统的研究现状及展望

传统的化学推进和电推进拥有不同的特点及适用范围。化学推进可以产生毫牛级至牛级推力,相比于电推进,推力大,推力范围宽;电推进比冲高达上千秒,最小可以产生微牛级推力。但两种模式单独执行任务有一定的局限性,难以完成较为复杂的航天任务。化学推进与电推进相结合的双模推进系统,同时拥有高比冲和较宽的推力范围,为航天器提供了更高的任务灵活性,其中单组元液体火箭发动机 离子液体电喷推力器双模推进系统近年来受到广泛关注。简述了单组元 电喷双模推进系统的工作原理和特点,重点总结了国内外关于双模推进的研究现状,并对目前面临的问题与挑战进行分析。     

地球静止轨道混合推进三星库仑编队队形保持控制研究

研究了地球静止轨道处混合推进三星库仑编队队形保持控制问题.首先考虑未知有界相对摄动影响,建立了地球静止轨道处混合推进三星库仑编队动力学方程.然后基于相对运动解析解,设计了投影圆轨道旋转编队构型.最后采用滑模控制方法,设计了控制器并证明其稳定性,用饱和函数对控制器进行了改进,消除了抖振的影响.通过控制编队内部静电力和补充电推力实现对预设队形的保持.仿真结果表明,混合推进方案响应速度快,控制精度高,达到了控制要求.     

地球同步轨道卫星混合推进转移轨道特性分析

以地球同步轨道卫星转移轨道设计为背景，针对全化学推进燃料消耗大和全电推进转移时间长的问题，开展了化学 电混合推进转移轨道优化设计与特性分析。首先，讨论了轨道倾角和近地点幅角变化对混合推进转移轨道的影响。研究表明，在混合推进优化设计中需要将轨道倾角作为优化变量之一。然后，以近地点半径、远地点半径、轨道倾角为优化变量生成搜索网格，得到过渡轨道集。针对每条过渡轨道，构建化学推进转移段和电推进转移段。其中化学推进段采用单圈兰伯特转移解算，电推进段采用混合法优化。最后，以燃料消耗和转移时间为指标，在搜索域内开展解算分析，研究了混合推进轨道在整个搜索域内的变化趋势。该方法可以提供具有不同燃料消耗和转移时间的混合推进转移解集，拓宽了解空间，可供轨道设计人员根据任务约束灵活选用。     

全电推进卫星轨道优化的推力同伦解法

全电推进卫星的入轨过程是一个典型的多圈小推力轨道优化问题，由于其推力器加速度小，变轨圈数多，造成其最优理论解的求解较困难。为解决该问题，利用最优控制理论建立了全电推进卫星变轨优化的间接法模型，将变轨优化问题转化为协态变量初值猜测的两点边值问题。从大推力问题开始，通过遗传算法获得大范围猜测值并结合系列二次规划方法获得大推力的精确解。采用推力同伦思想，使用逐渐缩小推力的方式完成小推力问题的求解。仿真算例表明，采用推力同伦的方法，通过数十次的推力缩减即可有效解决多达上百圈变轨的静止轨道全电推进卫星入轨优化问题。     

空空导弹敏捷转弯反作用喷气控制研究

为了提高近距空空导弹离轴发射和攻击载机后半球目标的能力,在俯仰平面内研究了使用反作用喷气控制空空导弹敏捷转弯的问题.为了实现导弹的敏捷转弯,提出了通过控制导弹姿态来控制导弹速度方向的方法,从理论上证明了该方法的可行性.考虑到反作用喷气输入的开关特性,使用滑动模态方法设计了导弹的姿态控制系统,滑动模态可达的一个充分条件为反作用喷气提供的可控力矩不小于导弹的最大气动俯仰力矩.反馈增益可以通过非线性仿真或者优化来选择.非线性仿真的结果再次表明本文提出的转弯方法的可行性,同时也表明了滑动模态姿态控制方法的有效性.      

大迎角综合飞行/推进控制系统设计与仿真

以先进推力矢量战斗机为背景,构建了基于力矩解算和分配的大迎角综合飞行/推进控制系统结构方案.在此基础上采用模糊方法设计推进稳定性控制系统;以逆动力学方法计算期望力矩;以饱和控制分配原则协调气动舵面和推力矢量的控制.仿真结果表明大迎角下推进系统可稳定工作,综合飞/推控制系统能合理协调气动舵面和推力矢量,控制系统能够快速准确的跟踪指令,完成机动动作.      

高精度霍尔电推进技术的应用与发展研究

在现代化全域通信导航的应用背景下,卫星平台所需具备的精确轨道预测与实时轨道控制能力对电推进系统的推力精度、分辨率等性能提出更高的要求,因此建设高精度的电推进系统具有非常重要的意义。通过对空间应用需求和电推进技术现状的分析,阐明了当前电推进技术的推力输出精度不足以支撑高精度连续导航、超低轨卫星实时阻力补偿以及高分辨率遥感卫星动中成像等空间任务的需求。在此基础上,以霍尔推进系统为研究对象,针对研制高精度推进系统的技术难点,从霍尔推力器技术、流量控制技术、电源及控制技术和试验验证技术四个方面阐述了国内外研究的现状,分析和探讨了关键技术的发展方向和研究思路,为高精度霍尔推进技术未来的重点研究和发展方向提出建议。     

永磁同步电动机大惯量负载的滑模变结构控制

当负载的转动惯量较大时,直接驱动式永磁同步电动机(PMSM, Permanent Magnet Synchronous Motor)系统在启动、停止或速度有变化的情况下,会产生很大的惯性转矩,从而对系统的控制性能产生影响.为了解决此类问题,采用了滑模变结构的控制方法.首先建立了PMSM的数学模型,同时考虑了摩擦对于系统的影响.在此基础上,设计了滑模变结构控制器,并运用Ansoft公司的Simplorer仿真系统对整个系统进行了仿真,对比例-积分(PI, Proportion-Integral)控制和滑模变结控制性能进行了比较.结果表明,滑模变结构控制方法能很好地适应大惯量负载控制系统.      

电推进系统压力调节单元的建模和分析

 建立了电推进系统压力调节单元的数学模型,利用Matlab/Simulink软件分析几个重要参数对系统的影响。仿真结果表明,采用bang-bang控制策略具有较高的控制精度,可满足系统的指标要求。