基于电推力器进行南北位置保持的一种地球同步轨道注入参数方法

摘要： 电推力器在静止轨道卫星上应用越来越广泛,特别是基于电推力器进行南北位置保持,可以有效节省推进剂.提出改进的GPS星历参数解析算法,在此基础上考虑包含电推力模型在内多摄动项模型进行地面精密轨道计算,采用微分修正法,提出一种地球同步轨道注入参数方法,该方法可应用于星上自主完成基于电推力器的南北位置保持.仿真算例表明使用该方法得到的轨道注入参数,卫星能够在保证姿态确定精度的同时,完成南北位置保持任务.     

微小卫星轨道保持的混合切换控制方法

固体微推力器阵列作为一种新型推力装置用于微小卫星轨道保持具有精度高、无燃料泄漏、冲量可调等优点,但是微推力器推力不连续的特点,使得控制系统设计时与以往的连续系统有所不同。为了充分发挥微推力器高精度的特性,采用基于混合系统的切换控制思想,建立了微推力器混合切换系统控制模型。首先,根据固体微推力器的推力特点推导了卫星离散动力学模型;其次,以李雅普诺夫稳定性定律为基础,设计了混合系统脉冲切换控制律;最后,针对小卫星轨道控制进行了仿真验证。结果表明,基于混合系统建立的控制模型能准确反映微推力器的特点,轨道保持精度能达到0.2m,而且推力器消耗量满足卫星长时间在轨运行要求。     

静止轨道卫星东西位置保持控制参数的优化方法

为提高静止轨道卫星东西位置保持的轨道控制精度,提出一种优化轨道控制参数和推进剂消耗量估算的方法.这种方法考虑卫星轨道机动期间其姿态控制喷气对卫星轨道的摄动力,据此对位置保持参数中的轨控推力器点火时间进行补偿,并根据所有推力器的喷气时间估算推进剂消耗量,以修正轨控策略,实现更加精准的轨道控制效果.以在轨运行的静止轨道卫星的多次向西位置保持的变轨参数优化过程为实例,验证本方法的有效性和正确性,可应用于后续静止轨道卫星东西位置的实际操作中.     

GEO卫星基于电推进系统的倾角与偏心率联合控制方法

针对配置电推力器的GEO卫星位置保持问题,提出一种对倾角与偏心率进行联合控制的方法,建立了求解控制方程的优化模型,并针对优化模型变量多、约束复杂的问题进行降维处理,得到两种简化的求解方法,降低了求解复杂度与计算量,适合星上自主计算。采用联合控制方法,仅靠电推力器就能够同时实现卫星倾角和偏心率的高精度控制,有效降低卫星位置保持总的推进剂消耗。仿真算例表明,与电推力器只控倾角的传统方法相比,在保证偏心率控制精度不变的前提下,采用电推力器倾角与偏心率联合控制方法,15年寿命期内节省推进剂质量39kg。     

电推进卫星角动量卸载研究

电推进卫星需要在进行位置保持的同时通过将推力器的指向略微偏离质心来产生控制力矩,完成角动量卸载。针对该问题,文章在给定推力器开机位置、时长和动量轮目标卸载量的情况下,提出了正常模式和故障模式下的角动量卸载算法。通过对推力模型的简化,得出了推力器最优偏转方向的解析解,并对考虑推力器弧段损失和不考虑弧段损失的角动量卸载算法进行了比较。仿真结果表明,所提出的卸载算法能够在进行位置保持的同时完成角动量卸载,为电推进卫星的在轨控制策略提供了有效解决方案。     

地球静止轨道卫星电推进位保策略研究

研究了利用电推进系统进行GEO卫星轨道保持问题,给出了一种基于日预报的位置保持策略。首先,根据GEO卫星轨道漂移规律,分析了小推力推进系统每日进行位保的可行性;然后,针对四电推力器配置构型,给出了每日轨道误差、各推力器工作时间与区间的预测方法;进一步,针对给定的定点位置,根据位保效果对电推进安装角进行了优化选择,并研究了推力变化对位保效果和燃料消耗的影响。以东经100°定点为例对所给方法进行了仿真验证,数值结果表明:所给策略可有效用于GEO卫星位置保持。     

推力器工作对轨道的影响分析

针对已知推力器在地球静止轨道卫星上的安装信息和已知推力器的工作信息,对推力器作用力进行建模,分析计算推力器在不同工况下工作对卫星轨道的影响;统计在轨卫星推力器工作对轨道的影响效果,并与计算结果分析进行比较,说明在轨道外推模型中加入推力器作用力的修正,可以有效地改善轨道外推的精度。     

基于SiC MEMS阵列的高精度微纳卫星编队保持

随着微纳卫星的发展,对它的控制保持问题亟需解决。传统的推进技术因推力精细度和推力输出相对粗糙,很难满足高精度的要求,为此,提出了用SiC MEMS微推力器阵列来解决微纳卫星的编队保持问题。由于阵列具有与传统发动机不同的特性,一般的控制算法很难用于该控制任务,文章提出了利用瞬时脉冲控制策略来实现编队保持。仿真结果表明,阵列用于微纳卫星近距离编队保持的位置精度可达3mm,具有很高的应用价值。此外,为节省推力器,分析了单推力器装药量与控制器参数对能耗和精度的影响,结果表明当单推力器元冲量范围为8×10~(-6)~20×10~(-6) N·s时可以得到很好的控制效果,既能满足精度,又可以节约使用推力器。     

全电推进卫星轨道优化的推力同伦解法

全电推进卫星的入轨过程是一个典型的多圈小推力轨道优化问题，由于其推力器加速度小，变轨圈数多，造成其最优理论解的求解较困难。为解决该问题，利用最优控制理论建立了全电推进卫星变轨优化的间接法模型，将变轨优化问题转化为协态变量初值猜测的两点边值问题。从大推力问题开始，通过遗传算法获得大范围猜测值并结合系列二次规划方法获得大推力的精确解。采用推力同伦思想，使用逐渐缩小推力的方式完成小推力问题的求解。仿真算例表明，采用推力同伦的方法，通过数十次的推力缩减即可有效解决多达上百圈变轨的静止轨道全电推进卫星入轨优化问题。     

基于视线测量的卫星编队机动控制方法

采用视线测量的方法,建立一种编队卫星队形保持与机动的协同控制策略。编队中每一个卫星跟踪自己轨道前方邻近卫星,产生一个视线测量矢量,编队的第一个卫星根据高级控制层指令追踪期望轨道,产生链式编队,将编队卫星之间的视线距离作为反馈控制量来实现队形控制。通过推导J2相对摄动力的表达式,控制模型考虑了模型不确定性和摄动影响,采用滑模控制器,实现了基于视线测量的编队卫星链式跟踪协同控制。仿真算例结果表明,该方法在实现编队卫星队形保持与整体机动控制上具有可行性。     

对空间碎片近距随遇悬停的控制方法及悬停燃耗分析

对空间碎片检视或抓捕操控中的悬停控制及燃耗问题进行了研究。通过C W方程，建立任务星近距随遇定点悬停控制模型，通过设计状态反馈控制器分析定点悬停的可控性以及推控要求，结果表明近距悬停需要与悬停位置相关的两个正交方向上的常值连续推力控制量，以及用于抵抗扰动的三轴向上的反馈变推力控制量。分析了近距随遇悬停的推控分系统配置，建立了长时近距随遇悬停的燃耗及燃耗速率的数学模型，最后分析了既满足安全距离需求、又满足悬停方位需求的最小悬停燃耗模型。     

基于拉盖尔函数的卫星姿态预测控制方法

针对卫星在空间站中进行绕飞检测时的姿态控制问题，考虑卫星的姿态轴需要躲避禁飞区域并指向期望位置，提出了一种基于拉盖尔函数的模型预测控制方法，实现了对卫星姿态轴的控制。在模型预测控制方法的基础上，通过拉盖尔函数，将优化多个控制输入转换为优化少数的拉盖尔系数，建立了拉盖尔模型预测的控制策略，改善了传统的模型预测控制方法计算效率差的问题，减少了优化时间。采用卫星在空间站中绕飞的模型进行数值仿真验证，结果表明该方法能够使卫星的姿态轴躲避禁飞区并到达指定位置。与传统方法相比，这种基于拉盖尔函数的模型预测控制策略能够提高优化效率，减少计算时间。     

共享星位式静止轨道卫星群构形简析

共享星位式静止轨道卫星群（Ｃｏ－ｌｏｃａｔｅｄＧｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙＳａｔｅｌｉｔｅｓ）共占一个星位以完成对地通信任务。在这种共享星位的方式下每颗卫星间的位置差异很小,整个卫星群在经度和纬度方向上的允许偏差通常小于±０．１°。在这个范围内必须对卫星精确控制。经典的Ｃ－Ｗ方程形式简单,便于分析,但它的结果不能精确地反映卫星的相对运动,因而不宜用来研究共位式静止卫星群的几何构形及其控制。作者给出了一组修正的Ｃ－Ｗ方程以弥补其不足;并且根据卫星群偏心率与倾角综合的分离思想,讨论了两种策略,使得卫星群的构形可通过每个成员的轨道要素简单表出。适当调整每颗卫星的轨道要素可以保持卫星群的构形在空间不变,或者对地（近赤道观测站）不变。     

皮纳卫星编队保持动力学分析

针对皮纳卫星在编队飞行中的控制精度要求已提高到微米甚至纳米级,文章研究了小推力作用下高精度的皮纳卫星编队构型保持问题,在考虑摄动影响下,推导维持编队构型需要的控制力与编队距离、编队空间方位等参数之间的关系,为皮纳卫星编队构型的设计提供理论指导;同时基于bang-bang控制理论,使用有限状态机设计了一种高精度的编队控制律。仿真表明,提出的控制方法不但可以使系统快速收敛,同时还能使皮纳卫星编队的星间控制精度达到1 μm,与滑模控制律相比较,精度提高近10³倍。     

近距离空间交会动力学

首先研究两个飞行器在近距离相对运动的动力学方程,包括简易（线性化）和精确模型;其次推导出一个工程实用在轨道平面内保持点轨迹椭圆方程;最后讨论保持点的动力学特性和轨道摄动对保持点的影响。     

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.     

基于联合供电的GEO卫星电推进工作策略

针对电推进系统高功率需求,以整星能源的高效利用为目标,以电推力器的复杂工程参数和整星能源为约束,提出基于太阳电池阵和蓄电池组联合供电的静止轨道卫星电推进在轨工作策略,定量分析不同电推进类型、太阳翼构型、电源系统配置等对工作策略的影响,得到复杂工程约束条件下的南北位保、东西位保和角动量卸载控制周期的优选方法.仿真算例表明,在留有工程设计余量的情况下,根据该方法优选得到的电推进工作策略可以满足电推进系统的使用要求和整星能源平衡要求,与采用增大太阳帆板面积的方法相比,可避免卫星平台承重能力降低（约60 kg）,并提高整星能源利用率.