交会对接绕飞段临界安全轨迹研究

以Hill方程为基础对圆轨道近距离双脉冲绕飞安全策略进行研究.首先给出双脉冲绕飞的模型,通过仿真遍历得到不会进入球形安全区的绕飞轨迹,然后绘制出这些安全的绕飞轨迹所对应的绕飞时间、燃料消耗、追踪器与目标器的初始距离三个量之间的关系曲面,进而得到临界安全条件下的关系曲线并拟合出关系表达式,最后对拟合误差进行分析发现导致轨迹偏离的程度很小.     

基于长方体禁飞区的安全绕飞轨迹设计

摘要： 以C W方程为基础针对圆轨道近距离双脉冲绕飞问题,研究基于长方体禁飞区的安全绕飞轨迹设计方法.针对双脉冲绕飞动力学模型中的变量进行代数变换,在此基础上对变量间的关系进行推导,证明部分变量在特定区间范围内具有单调性的定理;给出保证绕飞轨迹安全的约束条件,进而结合推导出的定理和安全约束条件得到轨道面内全方位安全绕飞轨迹的一般性设计方法.通过针对以目标器正后方为绕飞起点的两种典型绕飞以及到任意方位的绕飞进行仿真,验证方法的有效性.     

基于粒子群算法优化双脉冲绕飞问题

以Hill方程为基础对圆轨道近距离双脉冲绕飞优化问题进行研究.首先给出双脉冲绕飞的优化模型并推导分析得出待优化的变量,同时构造了燃耗和时间加权的性能指标函数并考虑安全约束,然后设计了粒子群优化算法对绕飞过程进行优化,最后通过对-V-bar到＋V-bar、＋ R-bar、＋H-bar的绕飞进行仿真获得燃耗和时间加权最优的安全绕飞轨迹,与遍历寻优结果一致,由此验证了粒子群优化算法的有效性.     

对异面椭圆轨道目标航天器的长期绕飞轨迹设计与控制

研究了绕飞卫星对异面椭圆轨道目标航天器进行长时间绕飞观测的轨道设计与控制问题。首先建立了适用于目标航天器运行在椭圆轨道上的长期绕飞轨迹设计模型;得到了绕飞轨迹以目标航天器为中心且保持封闭的条件。然后,考虑绕飞轨迹安全性和完成任务的相对距离需求,针对具体目标设计了长期绕飞观测轨道。绕飞过程中存在的摄动和误差影响会使绕飞轨迹不能保持封闭,不满足任务需求,为此采用双脉冲方法对绕飞轨迹进行控制。仿真结果表明,对运行在异面椭圆轨道上的目标航天器,所建立的绕飞轨迹设计模型和轨迹控制方法可以用于长期绕飞轨迹设计与控制中。     

航天器受迫绕飞构型设计与控制

针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求,研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W(Clohessy-Wiltshire)方程的解析解,提出了双水滴拼接绕飞构型,并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计;推导了伴随航天器初始状态变量与绕飞构型形状参数的关系,得到了4种构型的解析表达式和脉冲控制策略。通过数值仿真算例验证了设计的4种绕飞构型能够实现伴随航天器的慢速绕飞和快速绕飞,比较了不同绕飞构型的燃料消耗和绕飞距离误差。数值结果表明,双水滴拼接绕飞构型总脉冲最小。研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。     

一种翻滚非合作航天器抵近绕飞避障轨迹规划和跟踪控制方法

针对空间无人在轨服务任务中翻滚非合作航天器抵近、绕飞和避障问题,在目标特征部位本体坐标系,建立了轨道和姿态相对运动模型.设计了抵近和绕飞策略,以抵近轨迹的燃料和时间最优为目标函数,考虑规避障碍物情况,结合动力学和路径等约束条件进行轨迹规划,最后采用高斯伪谱法对连续最优控制问题进行离散转化,对转化后的非线性规划问题进行求解,得出最优路径.同时基于轨道和姿态协同的六自由度轨迹跟踪误差模型,设计了全状态反馈轨迹跟踪控制律,在相对运动姿态和轨道模型的基础上,对控制过程进行了闭环仿真验证,结果表明了姿轨耦合轨迹跟踪控制律的有效性和稳定性.     

基于螺旋伴飞式航天器交会控制技术

首次提出以螺旋伴飞式实现航天器交会的思路.在两航天器符合绕飞条件的前提下,从相对运动的Hill方程出发,首先推导出实现螺旋伴飞式交会的相对位置反馈控制律,这种相对位置反馈控制表明,航天器在交会过程中可以在只有相对位置测量条件下进行工作,因而具有一定的工程指导意义;进而,对螺旋伴飞式交会控制律的特点进行了分析,同时给出了稳定性分析与能量估算,分析表明这种交会控制技术,其控制具有较好的稳定性,且消耗能量较小;最后,通过一个空间圆绕飞轨道的伴星回收实例,给出了控制加速度的特性图和螺线回收轨迹图.仿真结果证明,伴星螺线回收轨道是可行的,并且具有优良的特性.      

共轴式双旋翼尾迹流场的水洞PIV测量

采用粒子图像测速(PIV)技术,对共轴式双旋翼在悬停和以不同前进比前飞时的流场进行水洞实验.将激光片光定位于旋翼的纵向截面,桨叶的方位角和图像的获取是同步的.测量得到了旋翼流场的瞬时涡量和速度分布、桨尖涡的结构和脱落轨迹、悬停时的尾迹边界收缩和前飞时的尾迹边界倾斜角等.研究了不同状态下共轴式双旋翼流场的气动干扰特性.为了比较,对单旋翼也进行了同样的测量.实验得到了有价值的结果,对共轴式直升机的气动计算和合理设计具有重要意义.      

针对空间碎片捕获的绕飞轨道设计

地球轨道上日益增长的碎片云已引起各个航天国家的担忧,地球轨道上可编目的空间物体数量30多年内增长了2倍多,若不实施主动清除,碎片的数量将在未来200年内快速增长,给空间系统的安全带来极大的威胁。自然椭圆绕飞轨道可在目标附近长时间绕飞,可保证碎片捕获系统具有长时间的观测、捕获时间。文章提出通过设计绕飞轨道来实现捕获碎片的方案,介绍并分别推导了基于C-W方程和轨道根数两种方式绕飞轨道设计的方法。针对假想的捕获目标,基于轨道根数方法设计了5种脉冲变轨的轨道方案,并进行了相应的轨道算例仿真。仿真结果表明:该方案可适用于任意的初始相位差,具备一定的工程实现意义。     

气动力辅助椭圆轨道转移技术研究

研究了两种共面椭圆轨道最优转移方法--基于单纯推力的双脉冲对称转移和基于气动力辅助变轨技术的协同机动方法。推导了双脉冲对称转移问题中转移椭圆轨道的求解公式,采用遗传算法求解最优变轨点位置,给出了变轨脉冲的计算方法。将气动力辅助对称转移过程分为3段：真空飞行段、大气飞行段、真空飞行段。以能量最小为性能指标,将大气飞行段轨迹优化问题转化为标准最优控制问题模型,并利用Gauss伪谱法进行求解,得到“巡航+滑行+巡航+滑行”的大气最优飞行轨迹。最后对两种转移方法进行详细比较,指出初始椭圆轨道近地点越接近大气层,气动力辅助对称转移方法比双脉冲对称转移方法越节省能量。     

Forming and keeping fast fly-around under constant thrust

A new switching control algorithm under constant thrust is designed for the chaser fast flying around the target spacecraft along a specified fly-around trajectory. The switching control laws are obtained based on the acceleration sequences and the on time of thrusters which can be computed by the time series analysis method. The perturbations and fuel consumptions are addressed during the computation of the on time of thrusters. Furthermore, the relative position parameters of the target spacecraft are obtained by using the vision measurement and the target fly-around positions are calculated through the isochronous interpolation method. The change of the relative position and the relative velocity of the chaser during the constant thrust fast fly-around are presented through simulation example. It is proved that, with the switching control laws, the chaser will fast fly around the target spacecraft along the specified fly-around trajectory.     

一种空间交会绕飞段的小推力滑移制导方法

小推力技术在空间交会任务中应用前景巨大,可用于长期绕飞和快速绕飞任务．研究滑移制导方法在空间绕飞中的具体应用,给出任意空间绕飞任务的描述方式,推导任意平面内的圆轨道绕飞和椭圆轨道绕飞公式．考虑实际工程需要,研究基于小推力发动机的滑移制导方法在工程上的实现问题,仿真验证了小推力技术在绕飞任务中的工程可行性．     

有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制

基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.      

基于分段常值推力的水滴悬停构型控制策略

针对航天器编队飞行任务对相对运动控制的要求,研究了在分段常值推力控制下航天器受迫绕飞构型的设计与控制问题。首先,基于脉冲控制下的水滴悬停构型,提出了多段常值推力控制实现水滴悬停构型的打靶方程;将打靶方程转化为求解极值问题,采用最小二乘法来求解;分析了一段常值推力可行性。然后,以连续常值小推力控制方程为基础,推导了小邻域定理,分析了近距离相对运动条件下两段常值推力控制的可行性;针对可能出现求解精度差的问题,提出了小推力增量方程来修正精度,并证明在靠近理想解的情况下多次迭代可以趋近于理想解。最后,通过数值仿真实现常值小推力控制下的水滴悬停相对运动。数值仿真结果表明常值小推力控制策略可行,研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。      

飞机使用升限对增压活塞发动机的匹配要求

发动机工况调节范围对无人机的安全运行具有重要影响.通过对增压活塞发动机与飞机的动力学分析,得到了使用升限上最大爬升率对螺旋桨和发动机的动力要求,提出了使用升限上发动机可调范围与剩余功率的要求.对增压器匹配提出了新的要求,即使用升限范围内保证飞机巡航工况能够恢复海平面功率.通过某发动机的仿真分析,确定了其使用升限高度的可调工况范围,理论分析了增压器参数对可调范围的影响,给出了匹配原理与建议.该过程也可用来校验使用升限高度下安全性可调裕度,有助于安全操控.     

月球着陆器着陆安全分析方法

月球着陆器软着陆地点选择及安全着陆实现是探月二期的关键问题.采用不考虑着陆器着陆过程中发动机控制、着陆姿态控制和动力学性能,在计算机上依据低精度月面数据和已有月面典型地形特征分布/形状模型仿真生成高精度着陆区域;根据着陆器的结构尺寸和着陆安全要求对每个安全参数进行计算、比较、判断得到单次着陆安全性,利用蒙特卡洛方法计算多次在仿真地形上的着陆安全概率.试验结果表明:采用这种方法时,着陆器的结构尺寸相同分析结果才有意义.在计算机上仿真生成着陆区域、设置着陆器结构尺寸和安全参数,使其可以用于地面系统的仿真实验,也可在月面软着陆过程中实时分析选定区域的着陆安全概率.