太阳帆日心定点悬浮转移轨道设计

研究了太阳帆航天器日心定点悬浮轨道(HFDO)的转移轨道设计问题,以球坐标形式建立了太阳帆的动力学模型,基于该模型给出在日心悬浮轨道基础上实现定点悬浮的条件,提出了一种实现日心定点悬浮的转移轨道设计方法。首先,确定定点悬浮的位置;然后,设计经过该位置的绕日极轨轨道;最后,实施轨道减速实现定点悬浮,并给出了解析形式的轨道控制律。结合太阳极地观测任务,设计了定点悬浮在太阳北极1AU处的太阳帆转移轨道。仿真结果表明:该轨道转移方案总耗时3.5年,太阳帆定点到黄北极距日心1AU处,此后只要保持太阳光垂直照射帆面,即可维持稳定的悬浮状态。     

人工拉格朗日点附近的被动稳定飞行

利用太阳帆能在三体问题中实现人工拉格朗日点,人工拉格朗日点克服了经典拉格朗日点位置固定的缺点,研究人工拉格朗日点的被动控制对深空探测有重要的意义。理论上人工拉格朗日点都不稳定,研究表明在被动控制下存在某些人工拉格朗日点的稳定特性与稳定平衡点非常接近,在工程上可以认为稳定。被动控制可以通过设计太阳帆来实现,本文给出了被动稳定太阳帆的设计,在该设计下考虑轨道和姿态的耦合动力学方程。基于该耦合方程研究了人工拉格朗日点的稳定性。仿真结果表明被动太阳帆使得人工拉格朗日点稳定。     

太阳帆参数对稳定性的影响

太阳帆的轨道和姿态控制是太阳帆研究的重要领域。在同时考虑太阳帆轨道和姿态的情况下,研究了太阳帆在悬浮轨道的被动稳定飞行问题。通过设计帆的面积和支撑有效载荷杆的长度,使太阳帆在轨被动稳定飞行,主要研究了两个参数对太阳帆稳定性的影响。研究结果表明,太阳帆的面积对帆的稳定性影响较大,面积较小时太阳帆总能被动稳定。杆的长度对帆的稳定性影响不大,给定杆的长度,通过设计太阳帆的面积总能使太阳帆被动稳定。     

太阳帆航天器的轨道动力学和轨道控制研究

研究了太阳帆轨道动力学和利用太阳帆推进实现非开普勒轨道的太阳帆控制问题 ,推导了Gauss形式的太阳帆探测器密切轨道六要素微分方程,分析了太阳帆的轨道控制设 计方法,描述了适合太阳帆姿态控制的执行机构。在此理论基础上以SPORT计划作为设计实 例,并进行了设计与仿真,实现了任务要求的目标轨道。     

太阳帆绕地球周期轨道研究

  地球同步和太阳同步卫星在各个领域有着广泛的应用。静止轨道是一种特殊的地球同步轨道,轨道资源有限。利用化学推进或电推进可以实现轨道高度不同的同步轨道,如悬挂轨道,但需要消耗较多的燃料,工程上无法承受。本文考虑利用太阳帆实现地球同步和太阳同步轨道。太阳光压力在轨道平面内沿拱线方向,选择光压力与平面的夹角使得轨道平面的旋转速率与太阳光同步。研究表明,设计合适的半长轴和偏心率可以使得轨道旋转速率与地球自转速率一致。假设太阳光与赤道平面平行,可以得到准静止轨道,太阳帆将在传统静止轨道的附近运动,星下点的经度将在一个固定值附近振动。实际上太阳光是与黄道面平行,黄道面与赤道面之间存在夹角。考虑黄赤交角的情况下,太阳帆将在一定纬度和经度范围内运动。适合于对某个区域进行长期观测任务。     

航天器椭圆轨道自主交会的鲁棒H_∞控制

提出了一种航天器椭圆轨道自主交会鲁棒控制律的设计方法。用LAWDEN方程描述椭圆轨道交会的动力学,并将方程中的时变参数单独归类建立空间交会的线性不确定性模型。然后基于线性矩阵不等式(LMI),在考虑外部扰动的情况下,采用H∞理论设计自主交会的鲁棒控制律。为了提高系统的瞬态性能,在LMI的基础上完成了控制器的二次D稳定性分析。本文设计的控制器采用线性定常增益,易于工程实现。仿真结果说明所设计的控制律能够实现椭圆轨道下航天器的自主交会。     

航天器椭圆轨道自主交会的鲁棒滑模控制

提出了一种在缺少绝对轨道信息时的航天器椭圆轨道自主交会方法。用Lawden方程描述椭圆轨道的两星相对运动关系,将方程中的时变参数单独归类。在时变参数无法获知时,视其为不确定量,构成不确定系统。用不确定系统的鲁棒滑模控制方法设计了椭圆轨道自主交会的控制律,并证明了不确定系统为渐进稳定。仿真结果表明:在仅有相对状态信息条件下,设计的控制律能实现椭圆轨道航天器的自主交会。     

太阳帆航天器行星分段捕获控制方法研究

为使太阳帆航天器行星捕获终端轨道要素同时满足目标工作轨道的要求,提出了一种分段捕获策略及相应的联合解析最优控制律。将整个捕获过程分为平面内、外轨道捕获两个阶段,给出了分段捕获控制策略,以降低轨道要素的耦合,并给出了分阶段对各轨道要素进行联合控制的解析最优控制律。对水星探测任务进行了仿真分析,结果表明:用提出的太阳帆航天器行星分段捕获控制方法可得到满足目标工作轨道要求的捕获段转移轨道,同时解析控制律可实时根据当前的状态解算控制角,并对各轨道要素进行联合控制,适于未来的太阳帆航天器在轨自主控制系统。     

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。     

登月飞行器软着陆的非线性最优控制

主要考虑登月飞行器软着陆控制的问题。制导律和控制器的设计分两步完成。首先，利用一个微分同胚变换和一个非线性输入补偿，可以将登月飞行器的非线性动态模型转换成一个线性系统。然后利用经典最优控制理论中的由拉方程，标准最优制导律的解析解既可给出。第二步，利用日。控制理论，我们设计了一个最优反馈控制器保证了实际系统可以鲁棒渐进追踪最优标准轨道。最后通过仿真，可以看出飞行器实现了软着陆控制，着月速度小于给定值，说明方法的可行性和有效性。     

Solar sail formation flying on an inclined Earth orbit

The versatility of solar sail propulsion can be utilized in the exploration of Earth’s magnetotail. An inclined periodic orbit with respect to ecliptic is possible for a solar sail with its orbital plane in synchronous rotation with the sun. Solar sail evolving on such an inclined orbit is free of Earth shadow. Formation flying of a cluster of sails around such an inclined periodic orbit is investigated in this paper. The solution of the first-order approximation to the linear relative motion is used to qualitatively analyze the configurations of relative orbits. Since the relative motion is unstable, active control is necessary to keep a periodic relative motion. A typical LQR method is employed to stabilize the relative motion. The design method is validated by numerical examples.     

条带式太阳帆航天器的热致结构动力学响应

本文研究条带式太阳帆在近地轨道运行进出地球阴影时的热致结构动力学响应，建立了在太阳热辐射和光压共同作用下的太阳帆结构动力学方程，采用分布传递函数法，给出了条带式太阳帆热致结构稳态振动幅频响应的计算方法。算例结果表明：热辐射冲击是引起近地轨道太阳帆结构动力学响应的主要原因，光压引起的结构响应可忽略不计；增加桅杆壁厚不能有效抑制太阳帆的热致结构动态响应；增大阻尼，减小结构的热膨胀系数能够明显减小太阳帆热致结构响应的振幅；热致结构动态响应是设计大尺寸近地轨道太阳帆必须解决的问题。本文提出的方法可为太阳帆结构设计、姿态和轨道控制提供有力的分析工具。     

Evolution of the Orbit of an Earth Satellite with a Solar Sail

The efficiency of using the light pressure of solar radiation for increasing the semimajor axis of the orbit of an Earth Satellite carrying a solar sail is estimated. The orbit is nearly circular and has an altitude of about 900 km. The satellite is in the mode of single-axis solar orientation: it rotates at an angular velocity of 1 deg/s around the axis of symmetry, which traces the direction to the Sun. This mode is maintained by the solar sail, which serves in this case as a solar stabilizer. The following method of increasing the semimajor axis of the orbit (which is equivalent to increasing the total energy of the satellite's orbital motion) is considered. On those sections of the orbit, where the angle between the light pressure force acting upon the sail and the vector of geocentric velocity of the satellite does not exceed a specified limit, the sail is functioning as a solar stabilizer. On those sections of the orbit, where the above-indicated angle exceeds this limit, the sail is furled by way of turning the edges of the petals towards the Sun. Such a control increases the semimajor axis by more than 150 km for three months of flight. In this case, the accuracy of solar orientation decreases insignificantly.     

太阳帆航天器研究及其关键技术综述

综述了国内外关于太阳帆航天器的研究成果。介绍了太阳帆航天器的构型与材料、姿态控制、轨道控制及任务分析、试验验证及动力学仿真分析等的研究进展,讨论了太阳帆航天器轻质高强度帆体、折叠储存与展开控制、结构设计、姿态控制、地面试验及在轨演示验证,以及测试与诊断等关键技术,分析了未来太阳帆航天器的发展趋势。     

Station keeping of a solar sail around a Halo orbit

Solar sails are a concept of spacecraft propulsion that takes advantage of solar radiation pressure to propel a spacecraft. Although the thrust provided by a solar sail is small it is constant and unlimited. This offers the chance to deal with novel mission concept. In this work we want to discuss the controllability of a spacecraft around a Halo orbit by means of a solar sail. We will describe the natural dynamics for a solar sail around a Halo orbit. By natural dynamics we mean the behaviour of the trajectory of a solar sail when no control on the sail orientation is applied. We will then discuss how a sequence of changes on the sail orientation will affects the sail's trajectory, and we will use this information to derive efficient station keeping strategies. Finally we will check the robustness of these strategies including different sources of errors in our simulations.     

利用太阳帆定点探测器在地一月系共线平动点附近的探讨

共线平动点附近的运动仅仅是条件稳定的,探测器的轨道需要经过控制才能维持在其附近.以地-月系11点和12点附近大振幅晕轨道的控制为例,探讨了太阳帆在定点这类探测器中的应用.首先,考虑了月球轨道的偏心率和太阳辐射的影响,给出了太阳帆对日定向的探测器轨道的低阶分析解,并在此基础上构造了在太阳系真实引力模型下一段时间内维持在共线平动点附近的拟周期轨道.然后,给出了两种利用太阳帆的控制方案,一是固定面质比而改变太阳帆法线的方向,另一是固定太阳帆对日定向而改变面质比,并对两种方案分别作了数值模拟.最后,文章探讨了测控误差及地、月影对轨道控制的影响.     

Single-Axis Solar Orientation of a Satellite of the Earth

The possibility of using the mode of single-axis solar orientation is considered for a satellite placed into a nearly circular orbit with an altitude of 900 km and bearing a solar sail. The satellite (together with the sail) has an axisymmetric structure, its symmetry axis being the principal central axis of the maximum moment of inertia. The center of the sail pressure lies on this axis and is displaced with respect to the satellite's center of mass. The symmetry axis of the satellite is set to the Sun so that its center of mass would be located between the Sun and the pressure center and would rotate around this axis with an angular velocity of a few degrees per second. The satellite's axis of symmetry makes a slow precession under the action of the gravitational moment and the moment of light pressure forces. Though the maximum magnitudes of these moments are comparable, the moment of the light pressure forces dominates and controls the precession in such a way that the symmetry axis orientation to the Sun remains unchanged.