有限推力作用下相对运动的轨道控制方法研究

研究卫星在有限推力作用下的相对运动轨道控制问题。给出在地心惯性系描述的卫星相对轨道运动方程,根据最优控制理论提出一种有限推力作用下近似最优的轨道控制方法,该方法能适用于空间三维的轨道机动控制问题,最后通过数学仿真进行了验证。     

近赤道卫星绕飞编队的运动学分析及轨道设计研究

首先对一般运动学方法在进行近赤道卫星编队相对运动分析和轨道设计时存在的问题进行了分析 ;其次介绍了一种基于零倾角轨道变换的运动学新方法 ,用其对近赤道卫星编队中参考卫星轨道倾角对环绕卫星轨道根数的影响进行了研究 ;最后对零倾角卫星编队相对运动方程的线性化误差进行了理论分析 ,并利用数值仿真对两种运动学方法的相对运动方程线性化误差进行了比较分析。数值仿真的结果表明 :由基于零倾角轨道变换运动学方法得到的相对运动方程的线性化误差不随参考卫星轨道倾角改变 ,而由一般运动学得到的相对运动方程的线性化误差随着卫星编队接近赤道而呈非线性增大。     

基于近似生成函数迭代的分布式卫星构形最优控制研究

基于考虑地球非球形摄动的分布式卫星相对运动Hamilton力学模型和生成函数方法研究分布式卫星构形最优控制问题,针对生成函数法的高计算开销,提出了生成函数近似迭代方法.先以较低的计算代价,获得最优控制Hamilton系统生成函数的低阶近似,得到近似最优轨线,再将最优控制Hamilton系统相对于近似最优轨线求"相对运动",该"相对运动"仍具有Hamilton性质,利用其生成函数的低阶近似,对近似最优轨线进行迭代修正,从而以计算代价较小的低阶近似逼近计算代价高得多的高阶近似的精度.对圆参考轨道和椭圆参考轨道下的两种分布式卫星构形调整最优控制问题的求解表明,该方法在保持小计算开销情况下达到了高控制精度.     

考虑状态约束的二体旋转库仑卫星系统重构控制

研究考虑控制输入饱和与状态约束的深空旋转二体库仑卫星构型控制问题,只采用卫星之间的库仑力作为控制力,提出一种基于反步法的非线性控制方法。首先推导了二体库仑卫星在地-月系平动点附近的相对运动方程,利用旋转二体库仑卫星的特性,对方程进行了简化。为了完成禁止相对运动区域的回避,设计了新的状态限制辅助函数,结合抗饱和方法与反步法得到了二体库仑卫星的构型控制器。接着证明了由于状态限制辅助函数的加入,所设计的控制器可以保证卫星相对运动不超出限制范围。进一步应用Lyapunov稳定性定理证明了其闭环系统的一致最终有界性。最后在Matlab/Simulink平台上进行了仿真校验,结果表明了方法的有效性。     

受摄椭圆轨道线性相对动力学方程及其运动有界性条件

由于卫星在轨运行要受到各种摄动(特别是J2项摄动)的影响,经典的TH方程并不适合描述椭圆轨道卫星编队的长期运行。基于轨道平根数,推导了考虑J2项一阶摄动的相对轨道动力学方程,给出其近似解,研究了相对运动的有界性条件,最后通过仿真试验验证了该方程。     

利用时域配点法的卫星相对运动周期轨道求解研究

为更精确而有效地求解卫星相对运动周期性轨道,提出了一种新的数值求解方法,该法是基于时域配点(TDC)方法研究存在J2项的非线性相对运动模型的周期解。在TDC方法中,预先将期望得到的周期解假定为傅里叶级数展开,再将傅里叶级数展开形成的近似解代入原非线性方程中,得到剩余误差函数并令其等于0,其本质是一种平衡剩余误差的方法。可通过此方法用C-W方程或T-H方程的相对运动轨道的初始条件生成边界轨道。TDC方法较一般的数值方法更精确。数值仿真表明:应用TDC方法后,能获得闭合的相对运动轨迹。研究对解决相对运动轨道维持中节省燃料和编队飞行动力学有重要的意义。     

椭圆轨道卫星编队飞行的构型设计

研究了椭圆轨道卫星编队飞行的构型设计问题。首先给出常用的两类相对运动方程,即基于相对轨道状态的相对运动方程和基于轨道根数的相对运动方程,并推导出两类相对运动方程之间的对应关系。然后,针对卫星编队飞行的构型设计问题,结合两类相对运动方程的优点,提出一种简化的编队飞行构型设计方法,避免了复杂的计算。最后通过数学仿真进行了验证。     

J_2摄动下卫星相对运动解析方程研究

在圆/近圆参考轨道下,依据含有J_2摄动的卫星相对运动动力学模型,提出将变化幅度较小的地心距及轨道倾角平均化,求解J_2摄动下卫星相对运动动力学模型,获得了适用于任意初始条件的、以相对位置和相对速度为变量的、解析形式的J_2摄动卫星相对运动方程。仿真结果表明,与经典CW方程相比,J_2摄动下卫星相对运动精度提升明显,证明了所提方法的合理性和准确性。     

非线性条件下编队卫星周期性相对运动条件

利用编队卫星机械能守恒原理，提出了非线性条件下求解编队卫星周期性相对运动条件的新方法，给出了非线性周期相对运动的初始条件。编队卫星相对距离较近时，利用非线性周期运动条件，可修正Hill方程的初始条件，抑制编队卫星的长期漂移。编队卫星相对距离较大，非线性因素不可忽略时，利用非线性周期运动条件，可找到不需消耗任何燃料的周期性相对运动轨道。最后的数值仿真结果验证了该方法的正确性。     

卫星远距离伴飞的变结构控制

主要研究卫星远距离稳态伴飞的控制问题。首先,根据线性相对运动方程(C-W方程)设计了能实现稳态伴飞的变结构控制律,并证明了其在有干扰情况下的有效性。然后,推导了适用于远距离相对运动的非线性方程解析解,并在此基础上对伴飞控制律进行了改进,以实现远距离的稳态伴飞。通过仿真,比较了上述控制律的效果,证明了基于非线性相对运动的变结构控制能有效地实现远距离稳态伴飞。     

圆轨道星座全球覆盖的充分必要条件

对采用圆轨道的星座，目前的研究基本上局限于实际应用方面，很少进行理论方面的研究，本文首次提出并证明了达到全球连续多重覆盖的充要条件。这对进行星座设计具有积极的指导意义。     

玫瑰星座的优化设计方法

玫瑰星座是一种均匀分布的星座，常用于全球连续覆盖。本文对玫瑰星座的基本理论进行了论述，提出了玫瑰星座用于实现全球一重连续覆盖时的优化方法。用本文提出的方法对卫星总数多达３００的玫瑰星座进行了优化计算并给出了计算结果。     

卫星对地球覆盖情况的判据及算法探讨

在多颗卫星轨道的设计过程中，经常要考虑卫星对地球的覆盖情况。本文针对多颗卫星在某一时刻是否对地球进行了全球覆盖进行了探讨，并同了一种简单的判定方法及其对应的算法，同时对这一方法进一步推广为判定是否多颗卫星同时对地球进行了Ｎ次覆盖。本文给出的方法对于卫星网设计有一定的帮助。     

卫星捕获太阳的新方法

对卫星入轨后捕获太阳的方法进行了研究 ,并对一种有效的控制规律进行了分析计算 ,最后对卫星的运动过程进行了仿真验证     

利用雷达测高仪的卫星自主定轨

提出了利用星上雷达测高仪及星敏感器进行卫星自主定轨的基本方法。研究了地球海平面模型的重要性，提出了对测高仪测量数据处理的简明算法，利用滤波定轨算法，明显提高自主定轨的精度，数学仿真表明自主定轨精度可达１００米。     

星载实时微内核操作系统的CPU调度

现代小卫星的重要特点之一是要实现卫星的自主运行。作为其控制核心的星载自主计算机操作系统的性能至关重要。当今 操作系统的发展趋势是采用微内核体系结构。它具有微型化，模块化，可移植性可扩充性等优点。ＣＰＵ调度是影响操作系统性能的关键因素。当前的微内核操作系统基本上只提供几种简单的调度策略，如ＦＩＦＯ，循环反馈等。这些都难以满足卫星系统在特定的时间内对外界作出响应的实时要求。为此，本文设计了一个新的ＣＰ     

大型充液卫星在轨模式识别

提出了大型充液卫星在轨模式识别的方法 ,通过大型充液卫星在轨飞行试验确定液体晃动阻尼 ,为控制系统设计中确定晃动阻尼提供最可靠的依据     

基于鲁棒控制方法的卫星姿态控制

针对卫星姿态控制系统 ,建立了简化的线性数学模型 ,利用鲁棒控制方法设计了卫星姿态控制律 ,由于在设计中考虑了建模过程中的简化而带来的不确定性 ,因而基于线性模型所设计的控制律能够应用于非线性卫星姿态系统的控制     

美国军用卫星测控网的先进技术计划

主要介绍美国军用卫星测控网的先进技术计划及其关键技术领域 ,并就其对我国卫星测控网的建设所具有的现实意义提出了若干建议。     

三轴轮控小卫星大角度机动变结构控制研究

小卫星的三轴轮控姿态控制系统是具有耦合的非线性系统, 本文设计了一种解耦变结构控制律, 直接针对四个四元数变量设计滑态方程, 并进行了大角度机动仿真。结果表明: 此方法控制精度高, 不会产生奇异问题, 具有良好的鲁棒性, 且易于实现