椭圆轨道欠驱动编队重构最优脉冲控制

针对椭圆轨道径向或迹向欠驱动编队重构问题,提出最优脉冲控制方法。首先,建立椭圆轨道欠驱动编队动力学模型,并基此分析径向或迹向欠驱动情况下的系统能控性与重构可行性。然后,解析推导两类欠驱动情况下实现编队重构所需的最少脉冲次数。基此,将椭圆轨道欠驱动编队重构最优脉冲控制问题表述为非线性规划问题,并采用遗传算法进行求解。最后,引入全驱动最优脉冲控制策略以及欠驱动最优连续控制策略进行对比分析,验证了欠驱动最优脉冲控制策略的有效性与正确性。仿真结果表明,欠驱动脉冲控制器可在缺失径向或迹向脉冲的条件下完成编队重构,并且保持与全驱动脉冲控制器类似的控制性能。     

椭圆轨道欠驱动航天器编队重构轨迹优化

针对椭圆轨道航天器编队重构问题,提出一种适用于径向或迹向欠驱动工况的最优控制方法。首先,基于椭圆轨道航天器相对轨道动力学模型,分析了径向和迹向欠驱动条件下的系统能控性以及重构任务可行性。其次,将欠驱动编队重构最优控制问题表述为约束轨迹优化问题,并采用高斯伪谱法求解了最优控制轨迹。最后,引入全驱动控制器与欠驱动控制器进行控制性能对比,仿真结果表明,欠驱动控制器可完成与全驱动控制器相同的编队重构任务并保持一定的控制性能,进而避免由推力器故障引起的重构任务失效。     

圆轨道欠驱动航天器编队重构脉冲控制

针对圆轨道径向或迹向欠驱动航天器编队重构控制问题,提出了欠驱动脉冲控制方法。首先,基于圆轨道欠驱动航天器相对运动动力学模型,分析了两类欠驱动条件下的系统可控性和重构可行性。然后,解析推导了两类欠驱动条件下实现重构所需的最少脉冲次数以及对应的速度增量消耗。最后,设计数值仿真算例,验证了本文提出的欠驱动脉冲控制方法的正确性。仿真结果表明:径向和迹向欠驱动条件下均可实现圆轨道编队重构。与全驱动控制方法相比,欠驱动控制方法可有效避免由推力器故障引起的重构任务失效,故而提高了控制系统的灵活性与可靠性。     

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。     

卫星编队的多冲量轨道机动路径规划方法

基于多冲量轨道机动控制,研究应用微小推力发动机来实现卫星编队轨道机动控制的方法。首先简单介绍轨道机动控制的多冲量次优解的求解方法,并把此方法的改进算法应用于卫星编队的整体轨道机动控制;为降低单次冲量值,应用小推力发动机实现轨道机动,提出了卫星编队多冲量轨道机动的路径规划方法,这种方法把一个多冲量轨道机动过程分成多个来实现;最后,数值仿真结果表明:该方法简便、实用,可以解决单次冲量值过大而不易实现的问题,同时对于轨道摄动因素的影响具有鲁棒性。     

基于相对轨道根数的航天器编队控制三冲量方法

在采用相对轨道根数描述航天器编队构形的基础上,把航天器平面内编队控制问题转化为航天器交会问题,根据编队构形的几何参数得到解决问题的三冲量控制方法,该方法具有燃料消耗少且只需沿航迹向安装推力器,便于工程应用的优点.最后对推力器的推力大小偏差、方向偏差对编队构形的尺寸以及相位控制精度的影响进行了理论分析.     

卫星编队飞行的探测目标指向动力学与控制方法研究

卫星编队飞行的相对轨道运动和姿态指向运动并不是彼此独立的,而是相互耦合的.利用几何学方法和编队卫星的相对位置与姿态指向的耦合关系推导了卫星编队飞行的姿态指向运动学和动力学方程.并运用指数趋近律滑模控制方法对系统进行耦合控制.仿真结果表明:耦合控制系统在不借助额外姿态测量信息的情况下可同时实现相对位置和姿态指向的精确控制.     

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.     

视场约束的交会对接V-bar撤离控制研究

利用解析和数值结合的方法研究了在视场约束条件下交会对接V-bar撤离的控制问题。描述了交会对接V-bar撤离的径向冲量机动方案，说明了径向机动撤离方案具有减少羽流污染和故障情况下能够避免飞行器碰撞的优点。基于CW方程推导出了机动点位于V-bar上的特殊情况下径向冲量和视场角的解析公式，同时也得到了求最大视场角时刻和冲量作用后V-bar方向撤离距离的计算公式。对于任意机动点的一般情况，得到了求解径向冲量和视场角关系的非线性方程，这一方程可利用数值方法求解。最后，通过数值仿真验证了该方法的正确性。     

基于大气阻力的卫星编队沿航迹方向的变结构控制

分析了大气阻力对近地轨道卫星轨道参数的影响,用变结构控制设计了基于大气阻力的编队构型沿航迹方向的控制。将中心的漂移距离和编队卫星的面质比之差作为输入量,设计滑模面进行编队控制,用极限环方式消除了在滑膜面附近的频繁切换。仿真结果验证了该控制律的正确性。