LL-SST的重力场测量类空间圆编队构型设计

根据LL-SST重力场测量改进对编队构型设计的要求,基于平均轨道根数描述的编队运动学方程,对自然轨道的编队构型进行了地球扁率二阶摄动下的修正,设计了在J2长期项和J3长周期项影响下相对稳定的类空间圆编队构型,并得到卫星的初始轨道根数.仿真表明,30天的仿真时间内,设计所得构型满足重力场测量下编队的约束,且在J2长期项和J3长周期项摄动影响下,与考虑J2半长轴修正设计的空间圆构型相比,在径向和迹向上的漂移量分别减少了99.980%,99.976%,法向振幅发散减少了99.710%.     

微小卫星编队飞行解析构型维持控制方法

编队构型维持是卫星编队飞行的基础.J2摄动和大气阻力是影响近地轨道卫星编队构型的主要摄动力,通常导致星间相对速度的长期变化,从而造成编队构型发生漂移.本文针对近地轨道卫星编队飞行,基于平均化的思想,采用平均相对速度表示编队构型漂移率,推导了平均相对速度与脉冲速度增量之间的解析表达式.通过引入平均相对加速度,将摄动力下的相对运动等效为匀变速直线运动.将其与单边极限环控制方法结合,提出一种基于星间测距信息的解析构型维持控制策略.仿真结果表明,该解析算法简单有效,易于工程实现,尤其适合微小卫星的星间自主控制.      

圆轨道航天器八面体编队构型轨道动力学分析

提出一个全新的八面体航天器编队构型,该构型体现出当前编队飞行多种轨道构型的特征,同时也适于作为空间演示试验的编队飞行模式。八面体编队构型的设计思路是基于C-W方程,轨道平面内沿航向编队构型可利用轨道动力学自然保持,正上方或正下方编队构型则需要依靠平面内控制来实现,垂直轨道平面的编队构型需要施加法向控制来实现。对基于C-W方程的悬停动力学模型进行了精度分析,最后以低轨道航天器的八面体编队构型为例进行了数学仿真验证。     

异构多星编队的脉冲构型保持控制方法

近地轨道的双星编队通常设计具有自稳定性的编队构型参数初值，通过保持编队构型参数形成长期稳定的相对周期运动。针对编队中卫星数量增多产生的相对运动耦合问题，提出了基于Hill坐标和三角函数公式的多星相对运动分析方法。基于SAR载荷测量基线定义，结合多星编队构型参数的相对运动特性，提出了编队构型参数的设计方法，能够实现多星编队的最大有效基线组合。通过分析J2项摄动和大气阻力摄动的长期影响，研究了异构多星编队的相对运动衍化规律，提出了主从形式的脉冲偏置控制，能够有效保持针对异构多星编队设计的编队构型。通过面质比异构的四星编队控制仿真，验证了脉冲偏置控制形式下异构多星编队构型保持控制方法的有效性。     

太阳帆航天器编队维持和重构的方法研究

针对高面质比航天器可以利用太阳光压进行轨道控制的特点,本文提出一种太阳帆航天器编队构型维持和重构的方法.该方法通过控制主从航天器太阳帆姿态角和反射系数,调整主从航天器之间的光压差,产生抵消编队成员间相对运动受到摄动差或进行轨道机动时所需的连续小推力,从而实现编队构型的维持和重构.仿真结果表明,在主航天器太阳帆的姿态角和反射系数相对固定的条件下,对于太阳同步轨道上的高面质比太阳帆航天器编队,使用滑模控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生推力抵消摄动力影响,达到长期维持太阳帆航天器编队构型的目的;通过开环控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生连续小推力,在较长时间周期内实现编队重构.     

天文观测卫星动中探测机动测试系统设计

天文观测卫星普遍采用动中探测模式开展空间探测任务。为了实现动中探测姿态机动模式的地面有效验证，设计了整星机动集成测试方案。设计惯性空间基准的地面动力学仿真，满足惯性空间扫描仿真；设计整星各分系统间高精度时间统一系统，为整星机动测试提供统一基准；基于STK与Matlab接口模块，设计基于实时遥测数据的可视化判读系统，可提高测试判读实时性与准确度。整星测试结果表明，该方案有效验证了动中探测任务中姿态机动功能的正确性和指标符合情况，为开展整星地面测试和在轨应用提供了参考。     

基于摄动能量匹配条件的椭圆参考轨道伴飞构型设计

针对.J2摄动下椭圆参考轨道的稳定伴飞问题,提出了.J2摄动下的能量匹配条件,给出了迹向相对速度和径向相对位置的迭代设计方法,并设计了一种新的椭圆参考轨道伴飞构型.在此基础上,利用J2摄动下的能量匹配条件给出了计算伴飞初始相对状态的方法,并基于拉格朗日乘子法给出了位置保持脉冲的解析表达式,以获得形成稳定伴飞的初始相对状态和位置保持脉冲.仿真表明满足摄动能量匹配条件能形成稳定的伴飞构型,采用新的伴飞构型及其设计方法能明显减小分离距离的设计偏差.     

基于摄动能量匹配条件的椭圆参考轨道伴飞构型设计

针对J2摄动下椭圆参考轨道的稳定伴飞问题,提出了J2摄动下的能量匹配条件,给出了迹向相对速度和径向相对位置的迭代设计方法,并设计了一种新的椭圆参考轨道伴飞构型.在此基础上,利用J2摄动下的能量匹配条件给出了计算伴飞初始相对状态的方法,并基于拉格朗日乘子法给出了位置保持脉冲的解析表达式,以获得形成稳定伴飞的初始相对状态和位置保持脉冲.仿真表明满足摄动能量匹配条件能形成稳定的伴飞构型,采用新的伴飞构型及其设计方法能明显减小分离距离的设计偏差.     

近圆轨道卫星编队捕获技术研究

基于近圆参考轨道的假设,研究处于同一入轨点多颗卫星的编队捕获方法.首先由高斯型拉格朗日轨道摄动运动方程得到轨道坐标系中控制冲量与轨道根数偏差的关系,基于近圆轨道的条件简化并带入相对运动方程,得到控制冲量与相对运动的关系表达式;通过深入分析各个方向(径向、沿迹向与轨道面法向)的控制冲量对相对运动的影响,给出了分别用径向与轨道面法向控制冲量组合和沿迹向与轨道面法向控制冲量组合实现编队捕获的两种控制策略;最后给出了一个空间圆编队捕获实例,并从燃料消耗、施加冲量次数及捕获时间等角度对比研究了两种控制策略的特点.仿真结果表明,这两种控制策略简单、实用,能够较好地解决近圆轨道卫星编队的捕获问题.      

遗传算法在编队卫星群轨道机动中的应用分析

卫星群机动是航天器发展的一个方向.针对编队卫星群的Lambert机动问题,采用Gim-Alfriend矩阵建立了包含中心轨道根数和摄动项的群卫星的相对运动模型,设计了转移轨道上的卫星群队形协同保持的脉冲控制策略.应用遗传算法对编队卫星群轨道机动问题进行了优化,优化指标分别为卫星群协同变轨过程中总燃料消耗最少或燃料均衡分配最小.分析了群机动过程中燃料消耗的影响因素.算例结果表明遗传算法可以很好地应用于编队卫星群机动问题.     

椭圆轨道编队构型的初始化控制研究

研究了椭圆参考轨道下的编队构型初始化问题,给出轨道面内绕飞构型的三种初始化策略.基于状态转移矩阵研究了构型初始化的两脉冲机动方法;基于高斯摄动方程,以降低燃料消耗为原则,研究了构型初始化的三迹向脉冲和四迹向脉冲方法,推导了速度增量的求解方程;对上述三种构型初始化策略进行了仿真分析,利用序列二次规划和遗传算法对计算结果进行优化.数值仿真表明,三种初始化策略均能完成构型初始化,三迹向脉冲初始化比两脉冲初始化节省约41%的速度增量,四迹向脉冲初始化需要的速度增量与三迹向脉冲初始化基本相等.      

近圆参考轨道卫星编队的安全性

针对近圆参考轨道卫星,利用相对轨道要素对编队构形进行了统一描述,提出了编队卫星在垂直于轨道平面方向相对运动最小距离的计算公式,分析了J2摄动对卫星编队安全性的影响。仿真结果表明环绕星在轨道平面内和垂直于轨道平面内的相位差对编队安全性的影响较大,给出的提高编队卫星安全性的措施可为卫星编队的实际工程应用提供参考。     

Effects of in-track maneuver on Sun illumination conditions of near-circular low Earth orbits

By developing approximate analytical models considering the J₂ perturbation, the effects of an in-track maneuver on the orbital Sun illumination conditions of near-circular low Earth orbits are analyzed. First, two approximate models for the variations in orbital sunshine angles are developed, one for variations at a given time and the other for variations at a given argument of latitude. Next, two approximate models for variations in orbital arc in Earth shadow are developed, one considers the small eccentricity and the other uses the zero eccentricity. Finally, the developed approximate models are applied to analyzing the Sun illumination conditions of a typical in-track maneuver mission on a near-circular low Earth orbit. From the results obtained, three major conclusions can be drawn. First, the variations in orbital sunshine angles at a given time may reach tens of degrees when the drifting time reaches hundreds of orbital periods, and the approximate model for that situation cannot effectively approach the numerical results. Second, the variations in orbital sunshine angles for any given argument of latitude are only a couple of degrees even when the drifting time reaches 500 orbital periods, and the approximation model developed can effectively approach the numerical results. Third, for variations in orbital arc in Earth shadow, the approximate model considering the small eccentricity has simple expressions and can effectively approach the numerical results; in contrast, the approximate model using the zero eccentricity has relatively worse precision.     

基于终端滑模的卫星编队飞行有限时间控制

针对考虑参考星机动的编队飞行相对位置控制问题,给出了一种基于终端滑模的有限时间控制方法. 基于编队卫星相对运动动力学模型,设计了有限时间终端滑模控制器,同时证明了该控制器作用下系统状态误差可在有限时间内收敛. 以编队构型重构和考虑参考星机动时的构型保持控制为例,利用本文控制方法进行了仿真分析. 仿真结果表明,基于终端滑模的有限时间控制方法相比于传统的线性滑模控制方法,在保证编队飞行控制高精度的同时,有效提升了误差的收敛速度,验证了该方法的有效性和优越性.      

高精度在轨实时轨道机动决策

为保证在轨机动实时性和高精度的要求，提出了一种基于机器学习的在轨实时机动决策方法。通过优化算法离线获得摄动下的精确解，减去二体解得到速度增量差，将其投影到轨道坐标系获得速度增量摄动修正项，以此作为神经网络输出，设计网络参数并训练得到摄动修正网络、组合应用摄动修正网络和二体解实现高精度的在轨实时轨道机动决策。仿真结果表明:卫星按照该决策机动完成后的终端位置偏差与按照优化算法给出的决策机动完成后终端位置偏差精度一致，且前者决策耗时仅为后者决策耗时的0.01%左右。所提轨道机动决策方法兼顾了精度与实时性，适用于星上决策。