考虑相对几何约束的载人月面上升交会轨道研究

针对载人月面上升交会任务对任务快速性和自主性的高要求,基于共椭圆交会方案,将提升任务自主能力的相对测量条件和航天员的操控特点量化为着陆器与目标飞行器的相对几何约束,设计了载人月面上升交会轨道的参数。首先建立了载人月面上升交会飞行过程的时间、相位和速度增量解析模型,然后提出了相对几何约束模型,最后分析了入轨相位差随Lambert转移轨道半长轴单调递增的规律,提出了通过确定边界值来快速求解可行域的方法。仿真验证了方法的有效性,计算分析了任务周期、速度增量、相对距离在可行域内的取值情况,结果表明当目标环月轨道高度取300 km时,过渡轨道不应低于220 km,相对测量范围至少750 km。     

单锚固站辅助导航星座自主定轨分析

我国"北斗"卫星导航系统在建设过程中存在地面跟踪站无法全球均匀布设的问题。针对该问题,可采用依靠少量锚固站的星座自主定轨方法解决。通过推导星地测距对卫星轨道升交点赤经的偏导数,证明了星地测距对升交点赤经的可观性,并分析得出,在经度保持不变的情况下,锚固站纬度越大,星地测距对卫星轨道升交点赤经的偏导数的模越小,星地测距对升交点赤经的修正越差。其后,对单锚固站辅助导航星座自主定轨进行了仿真实验,在经度保持不变的条件下,随着纬度的增大,星座自主定轨结果的收敛速度越来越慢。仿真结果验证了理论分析,并得出锚固站纬度是影响星地测距对卫星轨道升交点修正程度的重要因素的结论。     

地球低轨道空间站往返月球的转移轨道设计

围绕地球低轨道空间站约束下的地月往返转移任务,基于圆锥曲线拼接模型和兰伯特问题提出了该约束下的地月/月地转移轨道解析设计方法,并利用高精度动力学模型对初始轨道设计方法进行了验证;对中国空间站和国际空间站往返于月球的转移轨道进行了特征分析,包括轨道转移窗口、速度增量、转移时间以及月固坐标系下的可达月球低轨道和出发月球低轨道。结果表明:中国空间站或国际空间站与月球低轨道之间的往返轨道转移窗口每月至少存在3个;空间站轨道倾角不影响速度增量与转移时间,且不影响可达月球低轨道或出发月球低轨道在月固坐标系下的轨道倾角-升交点经度分布;利用高精度动力学模型可有效针对轨道面约束下的初始轨道设计结果进行修正。     

利用全球定位系统确定空间站/自由飞行器的轨道

一、前言 NASA正在研究的空间站,不是由单一的大型宇宙空间站组成的,而是由载人空间站主体,接受其服务执行飞行任务的多个自由飞行器和为它们服务的轨道机动飞行器组成的复合系统。宇宙空间站主体和自由飞行器,虽然都在满足一定条件下作编队飞行,但还在轨道上     

小卫星星座自主定轨的论证与仿真

在建立星座自主定轨条件方程的基础上,对其求解的可行性进行了分析、论证和仿真计算。结果表明：在仅考虑一阶摄动理论的情况下,升交点赤经总是秩亏的,即使考虑更精密的摄动模型,其条件方程也近似病态。其它根数在很多情况下也有相关性。因此,为了最大限度地满足自主定轨的要求,在星座结构设计时应尽量考虑不同类型轨道的卫星。     

天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究

对非规则板舱组合体天宫飞行器300~200 km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模,提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher/Legge非对称桥函数,发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法,建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则;将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形,进行气动力当地化关联参数计算修正,建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300~200 km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证,表明天宫飞行器在200 km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化(8%~50%),证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数,误差累积巨大,需要采取防护措施,低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。     

锚固站数量及布局对导航星座自主定轨影响分析

针对导航星座自主定轨中的星座整体旋转问题,采用增设少量地面锚固站的方法可有效解决该问题。通过推导星地距离对卫星轨道升交点赤经的偏导数,证明了星地距离对卫星轨道升交点赤经可观。仅考虑在我国大陆范围内布设锚固站的条件下,仿真分析了锚固站数量以及布局对导航星座自主定轨精度的影响。仿真实验结果表明:采用3个以上的锚固站,即可有效控制星座整体旋转,在14d的仿真时段内卫星自主定轨精度保持4m以内;锚固站数量越多,自主定轨精度越高,但随着锚固站数量的增加,自主定轨精度改善程度越来越小;在保持4个锚固站的情形下,采用不同的锚固站布局方案,自主定轨精度并无明显差别。     

交会对接任务碰撞规避策略制定研究

针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法。高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小。通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障。     

交会对接任务碰撞规避策略制定研究简

针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法.高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小.通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障.     

地月L2点空间站转移轨道设计与特性分析

针对低运输成本的未来地月L2点Halo轨道空间站补给任务轨道转移问题,研究了基于不变流形和月球借力的间接转移轨道设计方法及轨道参数特性。首先建立了三脉冲从近地停泊轨道出发到Halo轨道的间接转移轨道设计模型;然后提出了二体解析初值搜索和局部梯度优化相结合的串行优化方法,并采用圆型限制性三体问题模型验证了方法的正确性与快速性;最后,通过大量仿真算例分析了间接转移轨道参数特性。结果表明不变流形插入点相位和Halo轨道幅值对间接转移轨道燃料消耗影响较大,而月球借力高度影响则比较小。     

自主机动条件下的实时定轨方法

中继卫星在跟踪自主机动用户目标时,由于机动轨道未知,需要利用中继卫星下传的星载GNSS(Global Navigations Satellite System,全球导航卫星系统)数据进行实时轨道确定与预报,为中继卫星跟踪提供实时的引导信息,以方便中继卫星快速捕获目标和连续稳定跟踪。针对该类用户目标的任务需求,讨论了基于星载GNSS数据自主机动条件下的实时定轨方法,建立了连续推力机动力学模型。以某一型号卫星的实测数据进行分析验证,并对轨道机动进行辨识,计算的机动加速度和机动时间与试验单位提供的结果一致。针对卫星不同机动情况,5min的观测数据定轨预报10min的弧段,最大位置误差小于8km,可以为中继卫星快速捕获提供高精度的引导信息。     

低轨载人航天器原子氧环境仿真分析技术

原子氧是影响低地球轨道航天器在轨性能的重要空间环境因素之一,其氧化性对航天器表面材料及舱外组件造成损伤,严重影响航天器在轨寿命。针对此问题提出了一种原子氧仿真分析方法,以此对长期低轨运行的载人航天器模型在轨期间表面遭受到的原子氧累积通量进行分析,仿真结果与NASA实测飞行数据比较,二者吻合很好。本仿真计算方法可用于低轨飞行器原子氧防护设计,仿真结果可作为试验依据。     

严格回归轨道自动生成算法及实现

近地太阳同步轨道卫星由平时轨道快速、精确机动至严格回归轨道是实现特定区域周期性重访的必要前提。为提高区域重访的快速响应能力,提出了一种严格回归轨道自动生成算法。首先根据重访区域的交点周期及重访周期要求,利用解析法快速生成初始严格回归轨道;然后基于太阳同步轨道特性并利用数值法进行多次寻优生成严格回归轨道,针对轨控时间、燃料消耗、偏心率等约束条件,给出了多脉冲轨控策略的具体实现;最后构建了轨道衰减的解析表达式,推导出严格回归轨道的控制窗口。结果表明:在国内可见弧度实施5天共5次轨道控制,卫星由太阳同步轨道机动至1天15圈的日回归轨道,区域重访周期约23h 59m 50s,燃料消耗59.9kg;在轨迹漂移量为5km的要求下,在标称轨道半长轴的基础上增加110.778m,轨迹网保持周期由15天延长至一个月以上,满足严格回归轨道重访要求。     

深空探测器定位在共线平动点附近的线性策略

深空探测器需要定位在日-地(月)系的共线平动点L1或L2附近执行探测任务,但由于共线平动点的不稳定性,必须在运行期间进行轨控。对于条件周期轨道(如晕轨道)必须在控制过程中考虑高次项,控制条件复杂,技术上实现相对困难。而某些探测任务,探测器定位在共线平动点附近的条件拟周期轨道(对应L issajous轨道)上亦可以。这种类型的轨道可以离共线平动点较近,那么只需要在控制过程中考虑线性项即可,控制条件简单。以圆型限制性三体问题作为基本模型,采用预估-校正法逼近线性化模型下的目标轨道,给出在轨运行期间的轨控策略亦是可取的,这种控制措施相对而言较简单,容易实现。仿真计算结果表明是可行的,能够提供较高的位置精度。     

机动发射下空间飞行器上升段弹道快速计算方法

机动发射条件下,为提高空间飞行器变射面横向机动模型的诸元计算速度,设计了基于牛顿迭代算法的诸元快速计算模型。以基准弹道诸元参数为迭代初值,选取了6个关键参数,在同一弹道模型基础上,采用牛顿迭代法对诸元进行快速求解。仿真结果表明,在一定范围内,迭代后的变射面横向机动弹道能够与飞行中段弹道高精度交班,且计算耗时不超过2 s,能够满足机动发射需求。     

空间站机械臂关键技术研究

我国空间站机械臂承担舱段转位、辅助对接、舱外设备安装及维修等关键任务,具有大负载、高精度、高可靠等特点,涉及机、电、热、光、控等多学科技术交叉耦合,高度集成且研制难度巨大。在分析、比较国内外机械臂的基础上,提出了我国空间站七自由度冗余、分布式控制、位置可移动的机械臂技术方案,并阐述了高精度伺服控制、多约束路径规划等八类关键技术研究成果。空间站机械臂已具备了工程化实施条件,为我国空间站工程建设奠定了基础。     

地球交会对接任务发射时刻分析

为减少交会对接过程中轨道面修正的推进剂消耗,考虑到地球交会对接任务中两航天器高度差异带来的升交点漂移速度差异的影响,对追踪航天器发射时刻选取进行了分析,提出了精确发射时刻的迭代计算方法。仿真结果表明该计算方法能够快速精确地得到交会对接任务发射时刻。     

基于目标运动特性的快响卫星轨道设计方法

针对可能发生的局部战争及冲突中对快速响应卫星所提供的战术情报的需求,综合考虑了快速响应卫星的入轨点位置、 目标的运动状态及位置属性和快响卫星的探测性能,提出了一种针对移动目标探测的快响卫星轨道设计方法.首先,建立了移动目标运动特性与快速响应时间的关系,并给出了快速响应时间的计算方法.接着,分别建立了快响卫星轨道高度与目标属性之间的不等式关系,以及快响卫星轨道倾角与升交点赤经的计算关系式.最后,结合实际案例,通过STK仿真验证了方法的可行性、 易操作性和实用性.     

基于轨道变换法的多无人机跟踪相角修正研究

针对多无人飞行器协同standoff跟踪目标下的相角协调修正问题,提出了一种轨道变换法。建立了无人机运动学模型,用Lyapunov矢量场方法为无人机提供跟踪制导指令。通过在期望的standoff跟踪轨道外设置外轨道,将相角修正问题转化为无人机在两轨道上飞行时间差的控制问题,同时给出了确定多无人机机动变轨顺序的方法。最后对静止目标协同跟踪相角修正问题进行了仿真验证,仿真结果表明了该方法的正确性和有效性。     

TG01/SZ08交会对接轨道确定与预报精度分析

以我国首次空间交会对接为背景,介绍了交会对接任务轨道计算和预报的新特点。针对TG01("天宫一号"目标飞行器)调相控制期间的中长期轨道预报问题,分析了影响预报精度的多种因素,定量给出了偏航飞行姿态对轨道预报的影响,通过对不同策略预报结果的比较,制定了轨道预报的最优策略;针对SZ08("神舟八号"飞船)远距离导引期间的短弧定轨,采用适应短弧情况下的定轨策略,分别利用3圈、6圈地基统一S频段和中继卫星数据的定轨位置精度优于50m。