近圆轨道控制的分析方法

应用卫星绝大部分都是近圆轨道的卫星 ,其中又有很多是需要进行轨道控制的。在航天工程的实践中由于各种误差影响 ,实际的轨道控制过程并不是而且也没有必要基于精确的轨道动力学方程来执行。对于近圆轨道控制所用的动力学模型可以按圆轨道进行近似 ,得到一种非常简单的形式 ,基于这种简化的模型可以获得非常有用的分析解。为了从理论上证明这种简化的有效性 ,文中对动力学模型简化过程中所产生的各项误差进行了理论估计。     

基于补偿最小二乘的航天器轨道确定方法研究

航天器动力学模型误差是降低轨道确定精度的关键因素之一,文章将航天器动力学模型中的模型误差转化为测量模型的系统误差,建立了测量方程的部分线性模型;并根据补偿最小二乘原理,推导了部分线性模型参数估计方法,并证明了相关性质。仿真试验表明:部分线性模型更接近测量数据的真实表现;基于补偿最小二乘的航天器轨道改进方法能有效逼近航天器状态真值,定轨精度显著优于传统最小二乘估计。     

径向两星库仑编队队形保持自适应控制研究

研究地球同步轨道处径向两星库仑编队队形保持的自适应控制问题.建立了双星库仑编队在地球同步轨道处径向两星库仑编队动力学模型.基于建立的非线性化动力学模型,同时考虑到外部扰动和动力学模型误差等因素,设计径向两星库仑编队在地球同步轨道处的构型保持自适应控制律,并利用Lyapnuov稳定性理论证明系统的闭环稳定性.最后进行数值仿真,并与传统PID控制进行了比较.仿真结果表明提出的自适应控制律响应速度快,稳定性好,编队构型能够收敛到期望值,控制性能明显优于PID控制.     

卫星初始轨道确定方法研究

卫星精密轨道确定过程实际上是通过求解轨道动力学微分方程组而对初始轨道不断改进的过程,因此,轨道确定的精度与速度不但依赖于求解微分方程组的具体算法,同样依赖于初始轨道的精度与准确性。针对多站测距/距离和数据,建立了一种轨道初值计算的几何方法,该方法集折射误差修正方法于一体,在进行观测数据折射误差修正的基础上,可以得到卫星在任意时刻的轨道初值。     

超低轨道地球卫星脉冲星/星光折射/光谱组合导航

针对超低轨道地球卫星导航自主需求,提出了一种脉冲星/星光折射/光谱测速组合天文导航方法。首先根据地球超低轨道卫星运行轨道动力学方程建立导航系统状态模型;分别根据脉冲到达时间差和星光折射角与天体光谱频率建立导航系统量测模型;使用Unscented卡尔曼滤波方法,降低随机误差对导航精度的影响,使用基于UKF的信息融合方法,有效融合了三种天文导航方法结果数据。经计算机仿真分析,该组合导航方法位置导航误差均值为85.62m,速度误差均值0.190m/s,能够满足超低轨道地球卫星在轨运行导航需求。     

径向共线多星库仑编队飞行构型保持研究

本文研究了多星库仑卫星编队在地球同步轨道处径向轨道动力学与控制问题.首先建立了N颗卫星在同步轨道点处的动力学模型,然后以只在库仑力作用下的四颗卫星编队为例,对共线四星编队模型进行线性化处理.针对其动力学模型设计了LQR控制器.考虑到建模误差,利用误差最大有界范围的二范数设计了改进型的LQR控制律,针对变量引入积分项对扰动误差进行补偿以提高控制精度.数值仿真结果表明,所建立的多星编队动力学模型是正确的,引入积分项的控制减少了编队构型稳定所需时间,且有效维持了编队构型.     

共线三星库仑编队动力学与自适应控制研究

摘要： 针对地球同步轨道处共线三星库仑编队队形保持的自适应控制问题进行研究,建立共线三星库仑编队在地球同步轨道的非线性相对运动动力学模型,研究仅使用库仑力作为控制力,实现共线三星库仑编队径向静态稳定的控制方案,并在库仑力建模中考虑德拜效应的影响.基于建立的非线性化动力学模型,同时考虑到外部扰动力的影响,设计三星共线库仑编队在地球同步轨道的构型保持自适应控制律,并利用Lyapnuov稳定性理论证明系统的闭环稳定性,进行数值仿真.     

卫星单圈单弧段观测数据误差估计

通过建立准确的被观测目标的动力学模型,构造出了基于精密轨道确定与预报的卫星单圈单弧段观测数据误差的辨识与剔除方法,有效克服了基于多项式拟合方法存在的以误差辨误差的缺陷。     

卫星编队飞行相对轨道动力学模型的比较及选用

基于动力学方法推导了几种编队飞行相对轨道动力学模型．分析比较了引力项线性化以及J2摄动引起的模型误差的数量级,给出了模型选取的参考准则以及适用条件,分析了不同模型的适用性．最后选取太阳同步轨道和静止轨道作为数值算例,选取合适的相对轨道动力学模型,验证模型选取准则的有效性．仿真结果表明一定范围内考虑^摄动能提高精度,而超出一定范围J2的引入只会增加复杂性,因此提出的模型选取准则对相对轨道动力学模型的选取有一定的参考价值．     

小卫星临近作业轨道和姿态联合控制

建立了小卫星相对轨道和姿态的误差动力学模型,根据作业任务和姿态指向要求确定了小卫星相对轨道和姿态的期望运动;采用相对轨道和姿态联合控制策略,并考虑小卫星作业过程中质量和转动惯量的不确定性,设计了自适应全状态反馈控制律;数值仿真结果表明该控制律具有较强的自适应性。     

反演航天器在轨瞬态外热流的导热反问题

获得航天器在轨飞行过程中的外热流数据对于研究热控涂层在轨退化规律、各种空间因素对热控产品的影响以及航天器姿轨控发动机羽流热效应都有非常重要的意义,然而直接测量热流存在很多困难,因此可以通过求解导热反问题得到满足一定精度的结果.首先,通过研究利用航天器设备在轨遥测温度值反演出航天器在轨瞬态外热流的导热反问题方法,建立了反演航天器在轨瞬态外热流的数学模型,采用共轭梯度法求解导热反问题并从物理概念角度改进了共轭梯度法的迭代过程以增加其抗不适定性;然后构造了两组能够代表目前大多数地球轨道航天器以及深空探测航天器在轨吸收外热流变化的数值试验对共轭梯度法的反演效果进行了检验.除阶跃变化位置以外反演值与真实值的最大相对偏差为2.9%,反演效果非常好;对于阶跃变化位置的吸收外热流在对反演结果进行分析处理后也能够得到较好的反演结果.      

空间激光干涉引力波探测器轨道修正方法

针对空间激光干涉引力波探测器轨道修正问题，提出一种基于虚拟编队构型设计的航天器轨道修正方法。空间激光干涉引力波探测器由3颗航天器组成等边三角形构型。由于入轨误差和摄动的影响，探测器的构型不稳定。假设名义轨道上运行着一颗理想航天器，实际轨道上的真实航天器与之组成虚拟编队，探测器的3颗真实航天器分别与对应的理想航天器组成3个虚拟编队。考虑探测器构型稳定性要求和摄动的影响，对虚拟编队的构型进行设计，进而求解航天器平均轨道要素修正量。求解得到的航天器平均轨道要素修正量小于偏差量，轨道修正通过四脉冲控制实现。数值仿真结果表明，该方法通过部分轨道修正满足了探测器的构型稳定性要求，具有减少燃料消耗、延长任务寿命的潜力。      

航天器轨道机动过程中的自主导航方法

典型的航天器自主天文导航方法利用地球敏感器和星敏感器的观测信息,根据轨道动力学模型和测量信息,采用扩展卡尔曼滤波算法（EKF）估计航天器位置矢量。为了在航天器轨道机动过程中减小滤波器的估计误差,设计了用于航天器自主导航的自适应鲁棒扩展卡尔曼滤波（AREKF）算法。仿真结果表明,采用AREKF算法能够有效地减小推力不确定性的不利影响,在不增加导航敏感器的前提下改善系统的导航性能,取得优于传统EKF算法和自适应扩展卡尔曼滤波（AEKF）的估计精度。     

基于同波束干涉测量的航天器姿态测量研究

基于地基同波束干涉测量,建立了航天器姿态测量数学模型及方程,给出了姿态解算方法,并对方程可解性与解算精度因子进行了分析。通过模拟在轨航天器轨道运行,进行了基于同波束干涉测量的航天器姿态解算数值仿真和误差分析,对解算误差和观测俯仰角的关系进行了分析和验证。结果表明,利用3个地面测站针对航天器上3个下行天线信号开展同波束干涉测量,辅以精度因子约束进行姿态解算,可以获得有效的航天器姿态信息,其精度最高可达0.001°。该方法可以作为在轨航天器姿态测量的备份手段。     

利用小波分析在轨识别空间目标轨道机动

空间目标的轨道机动往往隐藏在测量噪声中, 不容易被识别出来. 轨道机动可以引起机械能的突变, 用空间目标与航天器的单位质量机械能差作为机动识别的特征信号, 不会引入航天器本身的定轨误差. 用小波多尺度分解处理含噪声的特征信号, 对分解后的数据利用算法识别是否存在机动. 仿真结果表明, 本文提供的方法能有效识别空间目标的轨道机动.      

在轨发动机射流的电离层效应

卫星等航天器在轨运行期间,通过喷气实现姿态控制、轨道调整等特定需求.喷气射流与电离层相互作用,能够引起电离层环境改变,对星载设备产生重要影响.通过研究航天器在轨发动机喷气射流在电离层中的动力学及化学反应过程,建立射流的电离层效应物理模型,模拟了不同射流量及高度条件下喷气射流的运动过程、密度分布及电离层扰动效应.仿真结果表明,相同高度下,随着射流量增加,电离层扰动效应逐渐增强;相同射流量条件下,随着高度增加,电离层扰动效应逐渐减弱,扰动区域逐渐扩大.      

Enhancing the kinematic precise orbit determination of low earth orbiters using GPS receiver clock modelling

Clock error estimation has been the focus of a great deal of research because of the extensive usage of clocks in GPS positioning applications. The receiver clock error in the spacecraft orbit determination is commonly estimated on an epoch-by-epoch basis, along with the spacecraft’s position. However, due to the high correlation between the spacecraft orbit altitude and the receiver clock parameters, estimates of the radial component are degraded in the kinematic approach. Using clocks with high stability, the predictable behaviour of the receiver oscillator can be exploited to improve the positioning accuracy, especially for the radial component. This paper introduces two GPS receiver clock models to describe the deterministic and stochastic property of the receiver clock, both of which can improve the accuracy of kinematic orbit determination for spacecraft in low earth orbit. In particular, the clock parameters are estimated as time offset and frequency offset in the two-state model. The frequency drift is also estimated as an unknown parameter in the three-state model. Additionally, residual non-deterministic random errors such as frequency white noise, frequency random walk noise and frequency random run noise are modelled. Test results indicate that the positioning accuracy could be improved significantly using one day of GRACE flight data. In particular, the error of the radial component was reduced by over 40.0% in the real-time scenario.     

伴飞航天器轨道修正点状态的最小二乘估计

研究了近圆轨道航天器长期伴随飞行在轨道修正时刻相对状态的最小二乘估计方法。针对长期伴飞航天器在固定时刻进行轨道修正的特点,提出采用最小二乘估计方法对轨道修正时刻的相对位置状态进行估计,并基于模型误差特点提出对该算法进行改进的加权最小二乘估计算法。算法具有计算相对简单、算法灵活等特点。仿真结果表明,对于固定时刻的状态估计,这种加权最小二乘估计算法和扩展卡尔曼滤波算法的效果相当,能够满足在轨长期伴随飞行在轨道修正时刻的相对状态估计精度要求。     

姿态角幅值约束下的太阳帆Lissajous轨道保持控制

太阳帆航天器以两姿态角作为轨道控制输入时, 其轨道动力学方程具有非仿射非线性特性. 通过人工平动点处线性化获得的线性系统可完成太阳帆航天器轨道保持控制器的分析与设计. 由于线性近似模型为有误差模型, 存在近似有效范围约束, 表现为轨道高度约束和姿态角幅值约束. 本文研究了姿态角幅值约束对线性近似模型有效性的影响, 通过计算给出满足近似误差要求的姿态角幅值约束. 当控制输入存在幅值约束时, 控制器轨道修正能力受到束缚. 通过研究姿态角幅值约束下的最大允许入轨误差, 设计了最大允许入轨误差下线性二次型调节器(LQR)用于轨道保持控制, 并将控制器应用于太阳帆日地三体系统非线性模型中, 实现了日地人工L₁点Lissajous轨道最大允许入轨误差的控制收敛和良好精度下的轨道保持控制.      

对一种月球与火星探测多程微波测量链路定轨定位的数值模拟初步分析

轨道器精密定轨与着陆器的精确定位在深空探测任务中具有非常重要的科学意义。对一种月球与火星探测多程微波测量链路的定轨定位能力进行了初步仿真分析,推导了这种多程微波测量链路的测量模型,分析了该模型的优势。模拟仿真分析结果表明,此测量跟踪模式的数据具有提升轨道精度的潜在能力,并且同时求得着陆器的位置。定量分析表明,在考虑坐标系转换误差,重力场误差,行星历表误差以及星上转发误差的情况下,模拟1 mm/s的噪声,对于月球探测器来说,轨道器的定轨精度可达几米,着陆器的定位精度有望达到分米量级;对于火星探测器来说,轨道器的定轨精度可达到数10 m,着陆器的定位精度可达到几米。