基于约化相对轨道拟平根数的长期稳定高精度卫星编队导航技术

针对基于星间相对测量的相对导航算法中由测量方程将相对轨道拟平根数转化为相对位置过程导致的模型非线性,提出一种基于约化相对轨道拟平根数的卫星编队导航方法.该方法通过编队卫星之间一段时间的切向漂移估计半长轴偏差,合理处理半长轴偏差对双星相对动力学的影响,克服了模型线性化造成的误差,能够实现长期稳定的高精度卫星编队导航.     

LL-SST的重力场测量类空间圆编队构型设计

根据LL-SST重力场测量改进对编队构型设计的要求,基于平均轨道根数描述的编队运动学方程,对自然轨道的编队构型进行了地球扁率二阶摄动下的修正,设计了在J2长期项和J3长周期项影响下相对稳定的类空间圆编队构型,并得到卫星的初始轨道根数.仿真表明,30天的仿真时间内,设计所得构型满足重力场测量下编队的约束,且在J2长期项和J3长周期项摄动影响下,与考虑J2半长轴修正设计的空间圆构型相比,在径向和迹向上的漂移量分别减少了99.980%,99.976%,法向振幅发散减少了99.710%.     

横向连续推力小偏心率人工冻结轨道设计

非临界倾角自然冻结轨道要求近地点幅角为90°, 偏心率在1× 10-3量级, 并且偏心率与轨道倾角和半长轴有特定的对应关系, 苛刻的要求极大地限制了轨道根数选择的多样性. 研究表明, 施加常幅值、方向半轨道周期切换的横向连续小推力可以形成任意轨道根数的小偏心率人工冻结轨道, 放宽自然冻结轨道对轨道根数的严苛限制. 维持小偏心率人工冻结轨道的横向连续推力a_T与半长轴的平方根成正比, 与偏心率大小成反比; 在临界倾角i_c附近, 推力a_T与倾角偏置量Δi近似呈正比, 且长期维持的燃料消耗较小. 此外, 在进行仿真计算时还需考虑拟平均轨道根数与瞬时轨道根数的转换.      

微小卫星编队飞行解析构型维持控制方法

编队构型维持是卫星编队飞行的基础.J2摄动和大气阻力是影响近地轨道卫星编队构型的主要摄动力,通常导致星间相对速度的长期变化,从而造成编队构型发生漂移.本文针对近地轨道卫星编队飞行,基于平均化的思想,采用平均相对速度表示编队构型漂移率,推导了平均相对速度与脉冲速度增量之间的解析表达式.通过引入平均相对加速度,将摄动力下的相对运动等效为匀变速直线运动.将其与单边极限环控制方法结合,提出一种基于星间测距信息的解析构型维持控制策略.仿真结果表明,该解析算法简单有效,易于工程实现,尤其适合微小卫星的星间自主控制.      

平均相对运动方程及其在卫星编队构型维持中的应用

针对近地轨道卫星相对运动过程中的周期变化特性,利用轨道周期平均方法给出了平均相对运动方程,并在此基础上设计了两种编队构型维持策略.首先,推导出以轨道根数差分表示的平均相对运动方程,该方程能有效消除相对运动的周期性变化.其次,针对大气阻力摄动和J2项摄动,利用轨道平均根数的线性化递推公式,给出了平均相对运动轨迹的预报方程,通过事先预报编队飞行的平均轨迹,为编队构型设计和保持控制提供参考依据.最后通过数学仿真对两种编队构型维持策略进行了验证.     

全方向长期伴飞卫星集群轨道设计与仿真

主要研究在J2摄动的影响下，在中心卫星周围全方向上部署长期相对有界伴飞卫星的轨道设计方法。首先，利用J2不变的条件，由已知中心卫星轨道根数建立伴飞卫星的半长轴、偏心率及轨道倾角之间关系。然后，通过对伴飞卫星和中心卫星之间初始相对位置及轨道根数之间关系的分析，得到伴飞卫星的全部初始轨道根数，使其能够部署到中心卫星周围的任意方向上，从而能实现卫星集群在中心卫星的周围全方向长期有界伴飞。最后，通过轨道仿真验证了该方法的有效性。     

静止轨道卫星连续式等间隔脉冲推力东西位置保持策略

参考地球静止轨道卫星传统东西位置保持控制原理,提出连续式等间隔脉冲推力东西位置保持策略.在摄动分析基础上,给出该策略的控制流程以及控制参数计算公式,进行了轨道参数、姿态控制和角动量管理三方面的影响分析,仿真验证了该策略作用下卫星半长轴、偏心率和平经度的变化趋势,结果表明新策略可以长期有效地控制卫星平经度在漂移环范围内,并具有控制流程简单,位保精度高等优势.     

异构多星编队的脉冲构型保持控制方法

近地轨道的双星编队通常设计具有自稳定性的编队构型参数初值，通过保持编队构型参数形成长期稳定的相对周期运动。针对编队中卫星数量增多产生的相对运动耦合问题，提出了基于Hill坐标和三角函数公式的多星相对运动分析方法。基于SAR载荷测量基线定义，结合多星编队构型参数的相对运动特性，提出了编队构型参数的设计方法，能够实现多星编队的最大有效基线组合。通过分析J2项摄动和大气阻力摄动的长期影响，研究了异构多星编队的相对运动衍化规律，提出了主从形式的脉冲偏置控制，能够有效保持针对异构多星编队设计的编队构型。通过面质比异构的四星编队控制仿真，验证了脉冲偏置控制形式下异构多星编队构型保持控制方法的有效性。     

基于视线测量的卫星编队机动控制方法

采用视线测量的方法,建立一种编队卫星队形保持与机动的协同控制策略。编队中每一个卫星跟踪自己轨道前方邻近卫星,产生一个视线测量矢量,编队的第一个卫星根据高级控制层指令追踪期望轨道,产生链式编队,将编队卫星之间的视线距离作为反馈控制量来实现队形控制。通过推导J2相对摄动力的表达式,控制模型考虑了模型不确定性和摄动影响,采用滑模控制器,实现了基于视线测量的编队卫星链式跟踪协同控制。仿真算例结果表明,该方法在实现编队卫星队形保持与整体机动控制上具有可行性。     

近圆参考轨道卫星编队的安全性

针对近圆参考轨道卫星,利用相对轨道要素对编队构形进行了统一描述,提出了编队卫星在垂直于轨道平面方向相对运动最小距离的计算公式,分析了J2摄动对卫星编队安全性的影响。仿真结果表明环绕星在轨道平面内和垂直于轨道平面内的相位差对编队安全性的影响较大,给出的提高编队卫星安全性的措施可为卫星编队的实际工程应用提供参考。     

基于摄动能量匹配条件的椭圆参考轨道伴飞构型设计

针对.J2摄动下椭圆参考轨道的稳定伴飞问题,提出了.J2摄动下的能量匹配条件,给出了迹向相对速度和径向相对位置的迭代设计方法,并设计了一种新的椭圆参考轨道伴飞构型.在此基础上,利用J2摄动下的能量匹配条件给出了计算伴飞初始相对状态的方法,并基于拉格朗日乘子法给出了位置保持脉冲的解析表达式,以获得形成稳定伴飞的初始相对状态和位置保持脉冲.仿真表明满足摄动能量匹配条件能形成稳定的伴飞构型,采用新的伴飞构型及其设计方法能明显减小分离距离的设计偏差.     

基于T-H方程的多脉冲最优交会方法

针对椭圆参考轨道交会问题,采用T-H方程描述相对运动,提出了一种时间固定燃料最省的多脉冲最优交会方法,优化参数为交会脉冲及其施加时刻.当考虑到J2摄动或航天器初始相对距离较大时,用T-H方程进行状态预测其线性化误差一般不容忽略,而若用轨道积分预测则耗时较多,进而导致优化时间过长.针对此问题,提出一种采用前一优化脉冲节点的状态导出的轨道根数预测当前节点状态的预测方法.该方法简单实用,有效地加快了优化收敛速度.最后基于多脉冲优化解进行了数值轨道积分以验证交会精度.仿真结果表明,即使加上J2摄动,在初始相对距离为1 000 km时,该方法的终端位置精度仍能达到75 m.     

基于GLONASS星历的预报轨道的误差分析

推导了协议地球坐标系下的卫星运动方程.通过分析由GLONASS(Global Navigation Satellite System)广播星历参数确定的卫星预报轨道的拟合精度,指出了摄动力模型的简化、积分器的选择,以及忽略了极移影响等因素是引起拟合误差的主要因素,其中摄动力模型的简化起最主要的作用.通过对卫星轨道运动方程积分30?min,可知由摄动力模型的简化、积分器和忽略极移影响等因素引起的拟合误差分别为0.827?m,0.224?m和0.025?m.要提高预报轨道拟合的精度,关键是要对摄动力简化特别是地球引力摄动高阶项的截断以及日月引力场简化造成的轨道预报精度损失加以控制.     

光压摄动对卫星姿态轨道耦合的影响分析

随着卫星对地测量精度要求的不断提高, 对卫星轨道的精度要求也随之提高. 目前Topex, Jason-1, Jason-2等一系列海洋测地卫星的轨道计算精度已经达到厘米量级, 相应对卫星动力学模型的要求也越来越精细. 以Topex海洋测地卫星为背景, 考虑卫星帆板有规律的运动, 将其几何形状简化为高精度轨道计算中比较通用的Boxing-Wing模型, 计算了Topex卫星的Boxing-Wing模型在轨运行中受到的太阳光压力及光压力矩. 考虑卫星姿态和轨道耦合的情况下, 计算了太阳光压力及光压力矩对Topex卫星轨道半长轴和卫星姿态的影响. 通过一个轨道周期的计算可知, 光压对卫星轨道半长轴的影响大约为9cm, 对卫星滚动角和俯仰角的影响在6°左右, 因此, 在高精度的轨道计算和姿态控制中这个影响是应该考虑的.      

一种基于时间-矢量模型的InSAR测高分析方法

针对编队飞行InSAR卫星系统状态参数所具有的"时变性"、"立体性"特征,提出了一种基于时间—矢量分析的InSAR测高模型,开发了计算仿真程序。对单个飞行周期内地面目标的绝对高程精度与系统状态参数之间的关系进行了详细分析。由于地面绝对高程信息重建基于矢量分析,提出了使用矩阵表示系统状态参数误差传播系数的分析方法,分析揭示出随着编队飞行卫星轨道构形的不断变化所导致的绝对高程精度的变化规律。分析结果为系统关键技术分解提供了理论依据。     

对地观测卫星有限推力快速轨道机动优化方法

研究了对地观测卫星在有限推力作用下,快速轨道机动到目标区域上空的优化算法.分析了任务需求并选取两次点火的变轨方法,使算法更具普适性.推导出考虑J2摄动的三维空间的有限推力动力学方程.使用Lambert方法确定有限推力时间变量的取值范围,并在此基础上使用遗传算法进行优化,最终得到时间最优意义的优化结果.通过一个算例对整个优化算法做了验证.结果表明该算法精度高、计算时间短,适用于快速轨道机动任务.      

Optimal H∞ robust output feedback control for satellite formation in arbitrary elliptical reference orbits

A two degree-of-freedom signal-based optimal H_∞ robust output feedback controller is designed for satellite formation in an arbitrary elliptical reference orbit. Based on high-fidelity linearized dynamics of relative motion, uncertainties introduced by non-zero eccentricity and gravitational J2 perturbation are separated to construct a robust control model. Furthermore, a distributed robust control model is derived by modifying the perturbed robust control model of each satellite with the eigenvalues of the Laplacian matrix of the communication graph, which represent uncertainty in the communication topology. A signal-based optimal H_∞ robust controller is then designed primarily. Considering that the uncertainties involved in the distributed robust control model have a completely diagonal structure, the corresponding analyses are made through structured singular value theory to reduce the conservativeness. Based on simulation results, further designs including increasing the degrees of freedom of the controller, modifying the performance and control weighted functions, adding a post high-pass filter according to the dynamic characteristics, and reducing the control model are made to improve the control performance. Nonlinear simulations demonstrate that the resultant optimal H_∞ robust output feedback controller satisfies the robust performance requirements under uncertainties caused by non-zero eccentricity, J2 perturbation, and varying communication topology, and that 5 m accuracy in terms of stable desired formation configuration can be achieved by the presented optimal H_∞ robust controller. In addition to considering the widely discussed uncertainties caused by the orbit of each satellite in a formation, the optimal H_∞ robust output feedback control model presented in the current work considers the uncertainties caused by varying communication topology in the satellite formation that works in a cooperative way. Other new improvements include adopting a new method to more accurately describe and analyze the effects of the higher-order J2 perturbation, combining all the uncertainties into a diagonal structure, and utilizing a structured singular value to synthesize and analyze the controller.     

近圆低轨卫星星座相位保持方法

主要研究无轨道高度保持要求的近圆低轨卫星星座相位保持方法.首先根据轨道摄动理论，推导了考虑J2摄动和大气阻尼摄动的卫星相位漂移模型，分别给出基于固定基准星和基于虚拟基准星的相位偏差两种表达方法.在此基础上，按照星座各星轨道衰减一致和不一致两种情况，分别提出两种表示方法理论的和考虑实际控制误差的相位保持策略.通过一个walker星座仿真算例验证了两种方法的有效性.仿真结果显示，两种方法在各星轨道衰减一致和不一致两种情况均可有效完成相位维持任务，当各星轨道衰减一致时两种方法在控制次数和控制总量上无明显差异；在各星轨道衰减不一致情况下，基于固定基准星的相位保持策略更优.