伴随卫星接近绕飞的轨道控制方法研究

针对伴随卫星以共面方式接近目标星飞行、并最终实现共面绕飞这一 问题进行了研究。提出了通过轨道调相控制实现轨道接近,并且兼顾实现绕飞轨道构型参数 的方法。仿真实例表明,提出的接近绕飞轨道控制方法成功地实现了伴随卫星相对目标星的 接近和绕飞,很好地达到了绕飞轨道构型的参数指标要求。
     

分布式InSAR卫星绕飞角设计与控制方法研究

针对分布式卫星绕飞轨道构型设计与控制问题,提出了基于Hill方程的绕飞构型设计算法,给出了绕飞角与升交点赤经偏差和轨道倾角偏差的关系,并分析了绕飞角的稳定性;根据分布式InSAR卫星绕飞构型特点提出了基于开普勒轨道实现特定绕飞角和绕飞半长轴的双层迭代轨道控制算法。仿真结果表明,上述方法设计的绕飞构型稳定,捕获控制策略简单可行、控制精度高,具有一定的工程参考价值。     

神舟-7伴飞小卫星成功实现对飞船轨道舱的绕飞

2008年10月5日，在北京航天飞行控制中心的监视和控制下，神舟-7伴飞卫星顺利实现在4km／8km椭圆轨道上环绕轨道舱飞行的目标，这标志着中国首次小卫星伴随绕飞试验取得成功。9月30日-10月5日，先后进行了3个阶段共6次轨道控制，逐步控制卫星实现对轨道舱由远距离接近到近距离逼近，并最终形成绕飞。小卫星伴随绕飞试验的成功，     

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。     

自主交会逼近段的模糊/PID混合控制

采用模糊/PID混合控制技术,对自主交会逼近段的轨道控制进行了研究。将逼近段轨道控制解耦为三个独立通道的控制,并分别设计了逼近段轨道控制的模糊控制器、PID控制器和模糊/PID混合控制器。在考虑导航和控制误差情况下,对模糊控制器、PID控制器和模糊/PID混合控制器的轨道控制情况进行了数值仿真,并对三种控制器的轨道稳定性和燃料消耗情况进行了比较。仿真结果表明,模糊/PID混合控制器的最后逼近相对运动轨迹比模糊控制器更稳定,同时燃料消耗更少。     

交会对接绕飞段双冲量控制方法研究

在设计交会对接绕飞段的制导方案时,除考虑燃耗因素外,轨迹安全性设计指标也应予以满足。本文基于C-W方程的经典双冲量控制策略应用于绕飞段,在以往固定时间的双冲量控制研究的基础上,分别以燃耗、轨迹被动安全性、任务恢复执行能力和初始状态偏差作为独立约束条件,利用MATLAB计算机寻优,得到逐个独立约束下的控制时间的范围,同时采取逐层缩小的方式,最终获得了满足绕飞段轨迹安全性的设计要求以及满足多种约束条件的一种可以作为绕飞段优选的控制策略的双冲量控制方法。     

带有控制增益自校正的甚低轨道卫星自主轨道维持方法

为实现甚低轨道的长期稳定运行,分析了甚低轨道的摄动特性,设计了一种带有轨控增益校正的自主轨道维持方法。该方法可通过前一次轨控的结果对轨控增益进行校正,提高轨控算法对卫星质量、推力大小等不确定因素的鲁棒性,逐渐提高轨道控制的精度。对轨道控制的频率、每次轨控的时间长度及对偏心率的影响进行了分析,仿真结果表明:自主轨道维持方法能实现甚低轨道高度维持控制,在参数不确定的情况下,与传统算法相比可大幅提高轨道控制的精度,确保平均偏心率矢量收敛,满足甚低轨道卫星的长寿命要求。所设计的算法结构简单,运算量小,可由目前的星载计算机实现。     

多冲量轨道交会问题算法研究

针对平面内轨道交会问题给出了一种多冲量轨道控制算法,其融合了半长轴、偏心率、近地点幅角联合控制方法和轨道相位捕获控制方法。首先建立了等点火时长计算模型和理论起控时刻计算模型,在此基础上设计了控制序列自动调整算法。基于该算法,在给定测控条件、单次控制最大点火时长等约束条件下,可快速求解实现与目标航天器轨道交会的多冲量控制策略。最后,通过轨道交会问题算例,验证了算法的有效性。该方法可应用于轨迹捕获、航天器组网控制、航天器交会远程导引等航天场景。     

小卫星编队绕飞构型运动学设计与分析研究

基于运动学的相对运动数学模型,利用物理意义更明确的绕飞方程进行了小卫星绕飞轨道的设计.根据绕飞轨道方程,重点分析了4类常用的绕飞编队构型:同绕飞轨道编队、同面同绕飞中心编队、异面同绕飞中心编队和多绕飞中心编队,总结分析了各种编队轨道设计的约束条件,获得了一般规律性结论.最后通过仿真验证了所提出的绕飞编队轨道设计方法和结论的正确性.     

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。     

基于序优化理论的晕轨道转移轨道设计

利用晕轨道的稳定流形可以设计从地球到晕轨道的转移轨道。但由于小幅度晕轨道的稳 定流形与地球停泊轨道无法相交,因此需采用两脉冲转移。微分修正法是求解两脉冲转移常 用的优化方法,虽然收敛速度快,但很难获取全局最优解,而且收敛半径小,如果初始猜想 与最优解相差很远,该方法可能会不收敛。将序优化理论与微分修正法相结合,利用序优化 思想缩小搜索空间,得到足够好的初始猜想,然后利用微分修正法快速收敛到满足终端精度 要求的解。仿真结果表明该方法有很好的收敛性,且计算量小。
     

基于零J_2摄动条件的近圆轨道编队保持双脉冲最优控制方法研究

重点研究了考虑J2摄动作用的近圆轨道编队构形保持双脉冲最优控制策略.利用轨道要素法建立了考虑J2摄动作用影响的相对运动方程,推导了消除相对摄动影响长期项的零J2摄动条件,并利用该条件对C-W方程得到的编队初始条件进行了修正,得到了对J2摄动不太敏感的相对轨道.然后,基于C-W方程建立了编队保持双冲量最优控制模型,并利用非线性规划方法得到了编队保持所需的最优控制脉冲.仿真结果表明,J2项摄动对相对运动的破坏作用明显减小,提出的双脉冲最优控制方法能够有效实现编队保持的高精度控制.     

考虑J_2摄动作用的异面椭圆轨道双冲量交会轨道修正方法

重点研究了地球扁率J2摄动作用对固定时间双冲量异面椭圆轨道交会运动的影响以及相应的轨道修正方法.根据摄动理论,利用Eneke法计算了J2摄动作用引起的实际飞行轨迹与理论标称轨迹之间的位置偏差.在此基础上,提出了通过修正预定的交会位置来修正转移轨道偏差的控制方法.通过仿真计算,对修正前后的位置偏差进行了仿真分析,结果表明,文中提出的轨道修正方法能够有效地减小摄动作用引起的制导误差,且方法简洁、易于实现.     

一类椭圆轨道交会中的动力学方程研究

研究了一类追踪器和目标器轨道半长轴相差不大、轨道面外的距离相差不大的小偏心率椭圆交会的动力学问题.首先选择合适的圆轨道上的点建立参考系,推导出针对圆轨道参考系的无量纲化线性定常方程,并获得相应的相对状态;接着讨论该方程在小偏心椭圆轨道两冲量交会中的应用;最后进行数值仿真,验证动力学方程和制导策略,并与CW方程及制导策略的相关仿真进行比较.仿真结果表明本文给出的动力学方程的精度优于CW方程,能有效解决这类椭圆交会问题.     

最优双冲量交会问题的数学建模与数值求解

基于普适变量法研究了两个共面轨道的最优双冲量交会问题。具体地,基于求解Lambert问题的普适变量法,在将给定时间段划分初始飘移阶段、轨 道转移阶段与终端停泊阶段的前提下,对两圆轨道及两拱线相同的椭圆轨道的最优双冲量交 会问题分别进行了优化数学建模,并利用数学软件Lingo进行了数值求解。数值结果表明,划分给定时间段可以得到更优解。
     

用相对差分GPS技术确定绕飞轨道

本文对各种GPS相对差分技术进行了研究 ,提出了利用Kalman滤波确定高动态情况下载波相位整周数的方法。对用GPS相对位置差分、GPS相对伪距差分、GPS相对载波相位差分确定绕飞轨道进行了初步仿真     

Results of impact simulation for the GIOTTO mission

The European Space Agency (ESA) has decided to carry out a fly-by mission to the comet Halley. The spacecraft will be launched by an ARIANE II and intercept the retrograde Halley orbit on 13 March, 1986. One group of experiments is designed to obtain data on size, mass and composition of the dust in the cometary tail. Because of the very high relative velocity during fly-by (69 km/s) laboratory experiments are necessary to develop and calibrate the experiments. These experiments are presently under way in the laboratory of the Lehrstuhl für Raumfahrttechnik of the Technische Universität München. First results have been obtained for both the Dust Impact Detection System (DIDSY) and the P?articulate Impact Analyzer (PIA). These results are compared with the theoretical models for hypervelocity impact craters. The agreement is good at impact velocities around 15 km/s.     

椭圆轨道拱线相位调节方法研究

分析了两个大小相同、拱线不同的椭圆轨道问的轨道转移,研究了单脉冲转移和双脉冲对称转移方法。用遗传算法解决了对称转移方法中最优变轨点的位置确定,获得了对称转移问题的数值解。仿真结果表明：对称转移较单脉冲转移更省能量。     

伴随卫星轨道保持

文中利用伴随轨道方程推导出伴随卫星相对运动状态转移方程。基于这一状态转移方程，研究了双脉冲校正中的伴随运动状态的变化，并得出需要的脉冲控制量的解析式。利用遗传算法对脉冲控制量进行了优化设计，求得使总脉冲最小的最优变轨时间，脉冲控制量和轨迹。