快响SAR卫星零多普勒波束中心姿态机动策略研究

传统偏航牵引方法采用惯性系下卫星轨道6要素推导得出姿态机动参数,在此方法中仅控制卫星主轴方向多普勒频率为0Hz,无法补偿SAR天线安装偏差和波束在天线内的方位距离向离轴角引起的斜距偏差和多普勒频率偏移,不能满足SAR系统时序设计需求和快响SAR卫星在轨实时处理器性能要求。因此,提出了地心固定坐标系中SAR天线波束指向零多普勒面内目标方向的姿态机动策略,使快响SAR卫星在轨实际波束中心多普勒频率为0Hz。该策略首先计算了基于场景目标的SAR总体设计的精确时序参数和观测参数,然后在地心固定坐标系中建立了波束中心多普勒频率为0Hz的SAR天线波束三轴指向模型,推导得出卫星三轴指向和姿态机动参数,并通过Matlab对该策略进行了仿真验证。结果表明,该策略可将多普勒频率由地球自转引起的29kHz、天线与卫星安装偏差引起的360Hz和波束方位向离轴角引起的3950Hz补偿至0Hz,同时将由天线与卫星安装偏差和波束距离向离轴角综合引起的波束中心偏离目标的斜距偏差6.28km补偿至米的量级。     

轨道末期星载相机侧摆成像匹配分析与实验

通过分析卫星轨道末期星载TDI CCD相机成像面临的数据读出频率过大、像移失配严重等瓶颈问题, 提出了轨道末期卫星侧摆成像匹配方案. 依据轨道衰减高度, 设计侧摆成像匹配模型, 计算出轨道高度与匹配成像侧摆角度之间的变化关系, 对侧摆成像时的像移速度矢量、偏流角度、成像畸变等进行了定量的可行性分析, 并利用蒙特卡洛方法分析了满足侧摆成像的卫星姿态指向精度和稳定度. 利用基于小型三轴气浮台的小卫星姿态控制系统和TDI CCD相机成像系统进行仿真试验, 结果表明, 仿真图像的MTF函数和互相关相似性测度均在0.85以上, 侧摆成像匹配方案能较好地满足轨道末期成像需求.      

弹载捷联星敏感器强光规避策略及算法

星敏感器光学系统及成像阵列易受太阳和月亮强光干扰.针对弹载捷联星敏感器提出一种规避强光的解析几何方法.通过天文公式解算出观星时刻太阳、月亮矢量,将其转换到当地地理坐标系下;将太阳、月亮方位、地心指向和星敏感器圆视场的几何分布关系划分为3种类型,并结合星敏感器遮光罩太阳月亮规避角参数,分别建立矢量公式求解星敏感器光轴的指令指向;利用STK仿真软件进行算法验证,选择任意时间段并设定星敏感器光轴指向,经本算法解算的光轴指令指向均可成功规避太阳月亮和地平.该算法可实现星敏感器光学系统的自主保护、观星窗口的选择,可以通过姿态机动实现太阳和月亮的规避和有效星光观测.     

基于脉冲星和紫外敏感器的自主定轨定姿授时研究

为提高深空探测器的自主导航能力, 利用脉冲星导航的脉冲到达时间和脉冲星 角位置测量值、紫外敏感器中心天体质心相对于探测器的方向矢量和距离测量 值以及紫外敏感器输出的航天器姿态角, 以探测器在惯性坐标系下的位置和速度、 探测器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角、星载时钟钟差为系统状态变量, 通过联邦扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统的系统状态, 并利用火星环绕段 轨道数据进行仿真实验. 仿真结果表明, 该组合导航方法能够使火星轨道器 在环绕段飞行中同时进行定轨、定姿和授时, 且具有较高的导航精度和授时能力.      

载人航天器体装太阳电池阵有效发电面积计算方法

航天器的发电能力与太阳电池阵有效发电面积成正比。针对圆柱形载人航天器,提出了一种体装太阳电池阵有效发电面积计算方法。首先,将太阳电池阵沿圆周方向划分为多个子阵,通过坐标变换,计算太阳矢量与每个子阵法线的夹角（即太阳入射角）;然后,将每个子阵面积与对应太阳入射角的余弦相乘并求和,得到体装太阳电池阵的有效发电面积。对不同轨道日照角、不同飞行姿态下体装太阳电池阵有效发电面积进行仿真分析,仿真结果表明:三轴对地姿态下平均有效发电面积为安装面积的25%~32%,通过固定角度偏航可将有效发电面积提高至安装面积的30%~44%。      

倾斜轨道小卫星太阳高度角分析与机动方案设计

针对倾斜轨道小卫星必然会面对的光学姿态敏感器受阳光干扰的问题,分析太阳高度角的变化规律,提出了计算太阳高度角的经验公式,并在此基础上提出了平台偏航姿态机动方案,可以使光学姿态敏感器规避阳光干扰,并可以简化整星热控和帆板驱动设计,提高了整星的可靠性.     

上面级轨道转移段姿态控制技术

由于姿态与轨道运动的耦合,以及制导系统确定的发动机推力矢量方向不通过系统质心所引起的干扰力矩,火箭上面级轨道转移段的姿态运动会受到很大的干扰,为此,研究了利用轨控矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气的上面级姿态控制技术。首先,利用凯恩方程建立包括上面级本体、发动机旋转支架以及矢量发动机的系统多体动力学方程,推导了矢量发动机工作时偏心引起的干扰力矩和推力矢量控制中矢量发动机的摆角计算公式,利用矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气控制上面级的姿态。其次,基于变结构控制方法,设计了上面级轨道转移段的姿态控制律,使得上面级轨道转移期间姿态控制的精度达到了10^-3级别,且矢量发动机推力矢量既为制导指令方向又通过系统质心,减小了矢量发动机对上面级的干扰力矩。最后,进行了数值仿真,仿真算例结果验证了控制律的可行性。     

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。     

一种星下点精确重访约束下的轨道设计方法

针对给定星下点的精确重访轨道设计,提出了一种已知两星下点精确重访约束下的圆回归轨道设计方法。分析了卫星的地心矢量同星下点地心矢量的关系,将精确星下点重访约束轨道设计问题转换为惯性坐标系内的一个动矢量同动坐标系内一个定矢量在惯性系下的重合问题。建立了不同轨道参数各自对应的目标函数,通过对目标函数零点的搜寻确定相应轨道参数,完成轨道设计。计算及仿真结果表明,所提出的构造目标函数并搜索零点的方法能够设计出满足约束条件的轨道,达到了预期目标。     

双轴模拟式太阳敏感器的误差源分析

双轴模拟式太阳敏感器（简称双轴太敏）基于四象限硅光电池,可同时实现太阳矢量两轴方向角的测量.针对装配环节偏差导致的双轴太敏姿态测量误差问题,提出了对双轴太敏掩膜玻璃通光孔与硅光电池间的中心偏移、旋转和倾斜以及光电组件安装偏斜等主要误差源进行定量分析的方法,为有效补偿双轴太敏各装配环节偏差奠定基础.     

基于线性协方差方法的交会对接误差分析

将线性协方差分析方法和蒙特卡罗仿真相结合,按交会任务和飞行特征把交会过程分为变轨飞行、自由飞行和中途速度修正三种特征段,研究了状态误差的传播规律和交会过程中各种误差对交会对接精度的影响。在变轨飞行段,分析了追踪航天器的姿态误差、控制系统性能状态估计误差,以及目标航天器轨道摄动对状态误差传播的影响。在自由飞行段,分析了追踪航天器估计状态误差的先验值和测轨误差对状态误差传播的影响。在中途速度修正段,分析了追踪航天器姿态误差和控制系统性能误差对状态误差传播的影响。仿真结果表明,误差分析方法设计合理,可以指导交会对接的轨道设计工作,能对已经设计好的交会策略进行误差分析和设计验证。     

面向立方星变轨任务的机动控制策略

为了实现立方星在轨飞行与变轨,基于模块化推进器系统提出混合控制策略实现微小卫星轨道持续变化任务需求。首先,针对多单元立方星单一主推进器的结构部署,基于高斯变分方程采用连续低推进力实现轨道机动变化。为了实现对立方星主推进器的指向调整,基于姿态动力学模型利用PD连续姿态控制求得所需扭矩,实现对立方星的指向角和指向角速度调节。针对配置的微脉冲等离子推进器(μ-PPT)不连续的特点,通过搜寻μ PPT最优脉冲序列组合获得实际扭矩,满足对外部干扰的持续补偿以及立方星的姿态稳定和指向调整操作需求。此外,引入姿态误差敏感度阈值,使姿态控制器在能够提高系统鲁棒性的同时减少μ-PPT消耗。最后,通过对3U立方星在轨飞行与变轨的具体案例分析,表明所提出的基于微推进器系统的混合控制策略能够实现立方星轨道机动变化需求。     

满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法研究

某些空间载荷会对入轨精度和入轨姿态同时提出很高的要求,应用于运载火箭控制系统的摄动制导方法的入轨精度无法满足要求,而传统的迭代制导方法无法约束终端的入轨姿态。为此提出了一种满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法,该方法通过二次曲线形式规划整个真空段的飞行制导程序角,实时满足位置、速度与终端姿态约束,从而可以使得火箭以期望姿态角实现高精度入轨。算例结果表明,该方法能同时保证高精度的入轨指标和入轨姿态,并能适应偏差状态、约束姿态角变化与轨道根数小幅变化,具有较高的工程应用价值。     

一种高精度角速率圆锥补偿算法

以角速率信号作为算法输入时,采用以往常用的圆锥补偿算法,算法误差明显增大.鉴于光纤陀螺角速率信号可以直接获取,提出了一种以角速率信号作为圆锥补偿算法输入的新补偿算法.在姿态更新周期内,以光纤陀螺角速率信号作为输入,求得陀螺角速率输出的表达式,结合旋转矢量微分方程,推导出新圆锥补偿算法表达式,然后以算法漂移误差最小对新算法进行优化.采用规则进动、典型的圆锥运动以及有噪声干扰的圆锥运动作为测试输入,通过与传统算法的对比,新算法计算量低、计算简单方便,算法精度高.新算法的提出为高动态环境下光纤陀螺捷联系统的姿态误差补偿提供了一个新的思路.     

动基座条件下舰载机快速传递对准方法研究

为了研究海况与航母机动方式对舰载机捷联惯导快速传递对准的影响,以姿态误差角为研究对象,建立了惯导系统的比力方程和姿态微分方程。从误差传播机理出发,详细推导了速度匹配和速度加姿态匹配的误差模型,然后用卡尔曼滤波算法进行仿真分析。仿真结果表明,航母有一定摇摆幅度更有利于舰载机进行速度匹配或速度加姿态匹配;典型海况条件下,航母的机动方式对速度匹配传递对准方式影响较为明显。     

空间绳系拖拽系统摆动特性与平稳控制

考虑了任务星与废星的姿态运动以及系统组合体的面内外姿态运动,建立了绳系拖拽离轨系统动力学与控制模型,以切向常值推力下绳系拖拽轨道转移为任务过程,分析了任务星在喷气和零动量轮的限制姿态反馈控制条件下飞行时,废星姿态摆动、系统组合体面内外摆动和任务星姿态运动的规律及相互影响关系。采用留位和阻尼控制相结合的系绳张力复合控制方法,并结合任务星姿态控制,确保绳系拖拽转移安全平稳进行。仿真结果表明:常值推力下绳系拖拽轨道转移时,牵挂点偏置诱发的废星姿态周期性摆动会激发绳系组合体的面内外同频率高阶摆动,星体姿态运动是任务星姿态扰动力矩产生的主要因素;采用张力复合控制可有效消除废星姿态摆动并保持星间相对距离,结合任务星姿态控制,可实现离轨过程的平稳与安全,大幅减少任务星的姿控能耗。      

火星大气进入段抗饱和固定时间阻力加速度跟踪制导律设计

研究了具有固定时间收敛特性的火星探测器大气进入段的标称轨迹跟踪制导问题。首先，针对横向运动，给出与速度成线性关系的航向误差漏斗走廊形式，完成了倾侧角的反号逻辑设计。与横程漏斗走廊反号逻辑相比，该逻辑计算量小，更适用于宇航计算机。与航向误差宽度走廊反号逻辑相比，该逻辑在高速状态下能够避免倾侧角的频繁切换，可提高任务成功的概率。其次，针对纵向运动，通过RBF神经网络补偿了倾侧角饱和问题，利用积分滑模设计了阻力加速度固定时间饱和跟踪制导律，其不仅可有效消除滑模控制的抖振问题，且将跟踪误差以两种不同形式引入制导律，能够加速收敛，能够保证跟踪误差在固定时间内快速收敛至0。最后，通过数值仿真验证了所设计的横向倾侧角切换逻辑和纵向制导律对标称轨迹的快速、精确跟踪能力。     

The use of Gaussian equations of motions of a satellite for local gravity anomaly recovery

The orbital elements of a low Earth orbiting satellite and their velocities can be used for local determination of gravity anomaly. The important issue is to find direct relations among the anomalies and these parameters. Here, a primary theoretical study is presented for this purpose. The Gaussian equations of motion of a satellite are used to develop integral formulas for recovering the gravity anomalies. The behaviour of kernels of the integrals are investigated for a two-month simulated orbit similar to that of the Gravity field and steady-state ocean circulation explorer (GOCE) mission over Fennoscandia. Numerical investigations show that the integral formulas have neither isotropic nor well-behaved kernels. In such a case, gravity anomaly recovery is not successful due to large spatial truncation error of the integral formulas. Reformulation of the problem by combining the orbital elements and their velocities leads to an integral with a well-behaved kernel which is suitable for our purpose. Also based on these combinations some general relations among the orbital elements and their velocities are obtained which can be used for validation of orbital parameters and their velocities.     

Velocity pointing error analysis for symmetric spinning thrusting Cubesat

To solve the problem of thrust vector misalignment from the Cubesat center of mass during orbital maneuver, spin-stabilized method is applied to eliminate velocity pointing error. Spinning thrusting Cubesat model involves the effects of mass variation and jet damping is established. Analytical solutions for the angular velocity, nutation angle, Euler angle, and inertial velocity with nonzero initial conditions are derived. Simulations show that the analytical solutions closely match numerical simulations. Based on the analytical solutions, the velocity pointing error influencing factors is analyzed. The results show that the velocity pointing error caused by initial transverse velocity, nutation angle and transverse disturbance torque can be reduced by raising the spin rate, but the initial Euler angle need to be limited. Also, the spinning thrusting maneuver can allow for a lower spin rate by increasing the axial moment of inertia.