轨道交会的C-W方法和改进的C-W方法仿真研究

空间寻的轨道交会中,传统的C-W交会在目标航天器轨道为圆形时能顺利完成交会任务,但当目标航天器作一般的椭圆轨道运动时,C-W方法失效,而本文提出的一种改进的C-W交会方法适用于一般的椭圆轨道交会.本文对这两种方法进行了比较分析,并进行了数学仿真研究,仿真结果表明了改进的C-W交会的有效性.     

非合作目标交会相对导航方法研究

本文对一类非合作目标交会的相对导航问题进行了研究。基于近圆轨道上运行的非合作目标航天器初始轨道、追踪航天器在惯性空间的瞬时位置及追踪航天器到目标航天器的视线仰角和方位角等信息,文章从相对距离和相对姿态的确定及相对导航滤波器的设计三方面入手,提出了相对位置和相对速度等相对导航参数的获取方法。数学仿真验证了该方法的有效性。     

航天器碰撞分析方法研究

作为航天器碰撞与规避控制方法研究课题的一部分,为此分别建立了航天器及其它空间目标的轨道确定方法;并在此基础上,提出了可能与航天器碰撞的其它空间编目目标的初选准则和碰撞预报算法。实测数据计算表明,该方法对于航天器轨道设计以及飞行安全性分析等均是实用可行的。     

面向空间目标相对轨道确定的编队优化方法

针对提高空间目标相对轨道确定精度的问题，研究了在主航天器轨道运动受限时，通过设计和优化辅航天器相对轨道要素的航天器编队优化方法。首先，介绍了基于扩展卡尔曼滤波的双视线测量相对轨道确定方法；之后，通过研究双视线测量下的空间目标定位误差变化规律，得到了减小定位误差的角度条件；然后，通过分析该角度条件和辅航天器相对轨道要素的关系，设计并采用遗传算法优化了辅航天器相对轨道；最后，数学仿真结果表明，设计的编队可保证目标相对位置估计误差收敛，优化后的编队可使目标相对位置估计误差减小至0.3 km且不超过1.2 km。     

多航天器协同探测星簇构型探测效能的评价方法

为定量评估不同星簇构型设计的探测效能以进行各航天器的轨道设计,基于空间四面体构型的体张量定义,分析现有空间四面体构型的评价参量,并采用将空间五航天器构型分解为“五个四面体”和“主四面体加第五点问题”这两种方法定量评价空间五点协同探测星簇构型的探测效能。最后利用项目组已有的五个航天器在一个轨道周期内的模拟轨道数据对所提出的方法进行仿真,结果表明所提出的方法可以较好地评价空间五点构型的探测效能。     

卫星快速绕飞轨迹设计与制导

快速绕飞在航天器近距离观测、空间目标识别与侦察、在轨服务与应急情况处理活动中具有重要应用。首先建立了适用于目标航天器运行在圆轨道或椭圆轨道的相对运动状态转移矩阵;然后,推导了采用多脉冲控制方法实现与目标航天器共面和异面快速绕飞、进入绕飞和退出绕飞的轨迹设计与制导的模型和算法;最后,分析了绕飞过程速度脉冲需求与绕飞参数的关系。仿真计算结果表明所提出的快速绕飞轨迹设计模型和制导算法可以用于对圆轨道或椭圆轨道目标航天器的共面或异面快速绕飞。     

共面快速受控绕飞轨迹设计与控制

绕飞运动在航天器在轨服务与在轨支援、辅助航天员舱外活动、航天器编队飞行、空间交会对接等空间活动中具有重要应用。分析了快速受控绕飞的可行性和主要过程，建立了适用于目标航天器运行在圆轨道上的共面快速绕飞和进入绕飞与退出绕飞的轨迹设计模型，采用多速度脉冲控制方法和等角度，等时间控制方式对绕飞轨迹进行控制。仿真计算结果表明所提出的快速受控绕飞轨迹设计模型和控制方法可以实现对圆轨道目标航天器的共面快速受控绕飞。     

基于HLA的载人航天器飞行任务仿真平台研究与实现

面向载人航天器飞行任务仿真需求,根据载人航天器的特点以及高层体系结构(HLA)技术,提出了基于高层体系结构的载人航天器飞行任务仿真平台方案,设计实现了由运行管理、飞行指令、数据记录、数据可视化等功能,以及涵盖轨道、姿态、能源、动力学等多个专业仿真模型组成的仿真平台,给出了应用实例,并就仿真平台开发中的联邦开发过程、仿真模型接口软件、飞行场景三维可视化等关键部分进行了探讨。与单一的飞行任务仿真软件相比,该分布式仿真平台覆盖的专业面更全,验证内容更丰富,可扩展性更强。随着载人航天器系统飞行任务复杂程度的提高,通过对仿真平台的扩展和重用,可适应新的任务验证需求。该仿真平台可为复杂载人航天器的飞行任务设计验证提供依据,并对基于HLA的其他航天器仿真系统的联邦设计与开发具有一定的参考价值。     

一种航天器空间机动轨道的改进形状设计方法

针对带推力约束的航天器三维空间机动轨道初始设计问题,提出了一种基于傅立叶级数展开的改进形状设计方法。首先,在柱坐标系下建立了航天器运动模型,并将基于傅立叶级数展开的形状方法推广到三维空间的机动轨道初始设计;然后,基于所得到的空间初始机动轨道,采用直接配点法进行了完整三维空间机动轨道的优化设计。仿真结果表明,提出的方法可以为带有任务约束的航天器三维空间机动轨道的优化设计提供更优的初始参数及其解析解,为空间机动轨道设计提供了新的方法。     

一种基于空空链路的双目标中继信息流设计方法

与近地轨道交会对接相比,无人月球轨道交会对接由于其月球空间环境和测控资源的限制,对系统的自主性、快速性和鲁棒性都有较高要求。文章从信息流设计角度出发,提出了一种以空空通信链路为基础,构建地面站、目标航天器、追踪航天器的双目标中继通信链路平台,设计了一种支持上下行通路双向自由传输的空空通信方案,通过目标航天器、追踪航天器中的任一航天器,均能实现两航天器上下行数据的自由传输,以提高月球轨道交会对接期间航天器与地面站上下行测控链路的灵活性和鲁棒性。     

利用库仑力实现悬停轨道的新方法研究

研究了利用库仑力控制实现近距离悬停轨道的问题。针对常规推力器对悬停任务可能产生的羽流污染,提出了一种使用航天器间库仑力实现悬停轨道的新方法,并研究了使用该方法实现悬停轨道的开环与闭环控制问题。基于所建立的库仑力悬停轨道动力学模型,给出了目标为一般椭圆轨道时的开环控制律。基于线性化的悬停轨道动力学模型,给出了目标轨道为圆轨道时的闭环控制律,并进行了数值仿真,结果表明所建立的动力学模型及所设计的控制律是有效的和可行的。文章提出的方法也可以用于其他类型的航天器近距离相对运动控制问题。     

空间电源性能测试仿真系统设计与实现

提出一种基于空间电源控制器的半实物动态环境测试仿真系统,主要由电源控制器、太阳电池模拟阵、蓄电池模拟器、程控电子负载和仿真计算机组成。以电源控制器为被测对象,搭建的仿真系统可实时模拟航天器在空间动态环境下太阳电池阵的输出特性,包括不同轨道、太阳光照角等状态条件下的输出,对航天器上的电源性能进行测试,通过仿真结果验证空间电源系统设计的正确性。     

低轨航天器磁推进方法

基于地球空间磁场的磁作用效应,提出了一类低轨航天器无工质消耗的磁推进方法,并对航天器的高度保持进行了研究。该方法具有作用机理明晰、物理结构简单、控制策略灵活等特征。以磁场对磁体作用的磁矩理论为基础,建立了带磁航天器飞行的磁推力模型,提出了基于磁力线追踪策略的轨道高度保持方法。利用熟知的IGRF11地磁模型,通过数值仿真计算,验证了磁推进方法对于600～1000km圆轨道航天器进行高度保持的有效性。     

航天器相对运动水滴型悬停轨道研究

对航天器相对运动的C-W方程进行了分析,提出了航天器相对运动轨道设计中的一种水滴型悬停轨道,能够实现航天器相对空间目标在一定范围内进行悬停,并且只需使用脉冲速度增量控制即可实现长时间的悬停。文章对悬停轨道的悬停周期与目标航天器轨道参数和悬停位置的关系,以及悬停控制所需的速度增量ΔV进行了分析,给出了进行悬停轨道选择及设计的工程方法,并对C-W方程的状态转移矩阵进行了推导,得到了由常规的后方伴飞轨道使用脉冲速度控制方案进入目标星正下方的悬停位置的初始速度增量、转移时间及末端速度增量。根据分析结果,水滴型悬停轨道有利于工程实现,其设计方法可以应用于航天器在轨服务、侦察、巡视等任务的轨道设计。     

带移动滑块太阳帆航天器姿态控制技术研究及仿真

针对以移动滑块为控制执行机构的太阳帆航天器,基于拉格朗日分析力学建立了航天器-滑块两体系统非线性耦合动力学模型。分外环和内环回路,各自设计了基于增益调度的变增益LQR控制器和带非线性补偿的PD控制器。建立ADAMS实体仿真模型,在MATLAB/Simulink软件中建立姿态控制系统仿真平台,以行星际太阳帆航天器轨道转移过程中姿态控制任务为例进行ADAMS-MATLAB动力学联合仿真实验。结果表明:设计的控制律能有效抑制光压干扰力矩对航天器姿态的影响,可实现太阳帆航天器的大角度快速姿态机动及长期姿态稳定。     

微型航天器多目标捕获算法研究

为了实时性捕获混杂在天基背景中的运动目标,采用一种基于有效点的质心提取与消旋配准相结合的比较差分算法.首先对天基背景有效点进行标记并质心提取,根据航天器定位系统提供的参考旋转角度进行适度消旋配准,再平移配准参照帧的有效点质心坐标,根据完全配准时有效点质心坐标相同点最多的原则,得出配准点,配准后比较差分去除相同背景点,提取出目标.仿真结果表明该算法计算量小,虚警率低,适合微型航天器实时多目标捕获的要求.     

近圆参考轨道脉冲悬停及其轨迹安全分析方法

基于航天器相对运动的C-W方程及其解析解,研究了空间相对悬停的脉冲控制方法,给出了相对悬停脉冲控制量的计算方法,降低了对空间悬停任务航天器控制推进系统的要求,有利于工程实现。以两航天器相对轨道机动过程中的碰撞概率计算方法为基础,对相对悬停的轨迹安全风险进行了量化分析。数值仿真算例显示,本文方法可实现圆或近圆参考轨道上的空间相对悬停,且缩短悬停轨道机动周期,有利于悬停效果的提升。悬停相对运动过程中,悬停碰撞概率的极值点与两航天器相对距离的最小值几乎同时出现。     

地球同步轨道卫星结构爆炸解体碎片的轨道仿真

为快速确定与预报卫星在轨爆炸解体产生的大量空间碎片的轨道,提出了一种基于ANSYS/AUTODYN、MATLAB、STK等多软件平台联合仿真分析卫星结构爆炸解体碎片运行轨道的方法。利用ANSYS/AUTODYN对典型薄壁圆柱模拟地球同步轨道卫星结构进行爆炸数值分析,得到碎片的数量、质量分布和速度特性信息。再利用MATLAB软件对卫星爆炸仿真得到的碎片参数进行处理,将处理后的数据导入到STK软件的通用摄动SGP4模型中,得出卫星爆炸碎片的早期轨道数据。最后对爆炸碎片的轨道分布、速度增量、轨道演化等进行分析。结果表明:该方法能满足大量爆炸碎片的轨道仿真要求,能有效提高碎片轨道信息转换效率,对目前难以跟踪的cm级以下碎片,也能提供相应的初始轨道数据,使用方便,通用性好。研究结果可为快速捕获卫星爆炸碎片,及时规避航天器碰撞风险提供参考。     

航天器远程最优拦截方法研究

有限推力和脉冲推力是研究航天器轨道拦截问题的两大类方法.该文基于C-W方程建立了航天器远程拦截的相对运动方程,并进行了无量纲化；以能量最省为性能指标,应用Legendre伪谱法对拦截轨道进行优化,并检验结果的最优性.仿真结果表明,该方法精度高、鲁棒性强,验证了Legendre伪谱法在航天器远程拦截轨道优化设计中的正确性...     

基于实时相对测量的航天器指向跟踪控制问题研究

针对大型挠性航天器指向跟踪控制问题,提出一种期望姿态估计方法和基于反步法的姿态跟踪控制方法。首先采用平方根容积卡尔曼滤波进行相对轨道估计,利用相对位置估计信息解算出追踪航天器观测轴指向目标航天器的期望姿态。然后基于修正Rodrigues参数描述的误差姿态动力学方程设计了姿态控制器,考虑系统惯量的不确定性设计了自适应控制律。最后将该方法应用到某空间观测任务中,仿真结果表明了方法的有效性。