椭圆轨道卫星空间任意位置悬停的方法

对任务星施加持续的控制加速度,使其在飞行过程中相对于目标卫星的空间位置保持不变,即实现任意位置悬停飞行。通过对任务星与目标星的相对运行分析和重力差异补偿分析,给出了在飞行过程中任务星相对于运行在椭圆轨道上的目标星实现任意位置悬停所需的径向、切向和法向控制加速度公式。最后对典型悬停飞行过程进行了动力学仿真,并对不同悬停飞行任务的能量消耗进行了对比分析,表明在一段时间内对任务星进行轨道悬停是可行的。     

非圆轨道卫星实现共面悬停的方法

通过矢量控制,使任务卫星始终在目标卫星的轨道平面内飞行,同时保证"任务卫星-目标卫星-地心"的夹角和两颗卫星间的相对距离保持不变,从而实现共面悬停飞行。重点进行了任务卫星悬停飞行的动力学理论分析,推导了悬停飞行过程中任务卫星相对于目标卫星的径向和切向加速度需求,给出了开环控制方案,对不同悬停任务的能量需求进行了对比分析,最后对悬停飞行过程进行了动力学仿真。     

卫星相对空间目标任意位置悬停的方法研究

介绍了卫星相对空间目标悬停的相关研究情况,然后,进行了卫星相对空间目标任意位置实现悬停的受力分析,给出了实现任意位置悬停的非开普勒轨道开环控制方案,分析了对不同高度目标在不同相对位置实施悬停的能量消耗代价.最后,给出了对典型目标实施悬停的仿真计算结果,表明这一方法是可行的.     

基于混杂系统的空间飞行器悬停控制

基于空间飞行器的轨道动力学原理,利用混杂系统模型研究了悬停轨道问题,建立了悬停轨道的混杂系统模型;借此模型,针对目标星轨道为椭圆的情况,提出了等距离悬停轨道控制和椭圆悬停轨道控制两种方案,分别推导出在这两种方案下对悬停星所施加的控制力。数值仿真结果表明,分别对悬停星施加相应的控制力,能够实现对目标星的悬停。     

卫星编队飞行动力学仿真及其应用

由若干颗小卫星编队飞行组成一个虚拟卫星，其功能相当或超过一颗大卫星，这将开拓小卫星一个完全崭新的应用领域。文章首先研究轨道动力学，系统地研究编队飞行三种动力学模型，其次进行定位卫星和区域导航系统两个实例数学仿真，分析研究各种数学模型的精度和它们的应用场合。     

静止轨道卫星高精度悬停编队最优 滑模控制器设计

针对静止轨道上卫星悬停编队问题,考虑空间摄动力及测量误差,建立卫星编队的相对运动模型.根据上述模型,取优化指标函数,将跟踪问题转化为LQR问题,求得最优控制解.综合滑模控制方法,提高最优控制解的鲁棒性,并用Lyapunov第二法证明最优滑模控制器的全局渐近稳定,进行仿真验证.结果表明,所设计的最优滑模控制器对静止轨道卫星编队控制性能优于LQR控制,在200 m的编队距离,相对位置控制精度达到毫米量级.     

非合作目标追踪与相对状态保持控制技术研究

基于考虑J2摄动影响的改进Hill方程数学描述,将最优机动问题转化为标准线性规划问题,为在轨服务系统对非合作目标的接近过程进行路径规划,针对卫星跟踪以及悬停的特殊相对运动状态设计控制方法,实现近距离相对轨道的精确控制.最后通过数学仿真验证方案的正确性和有效性.     

圆轨道星座位置保持控制的仿真与研究

星座构形可由卫星相对地球的位置和卫星相对卫星的位置联合描述。由于星座中卫星所受摄动，星座构形会在运行中发生改变，需要加以控制。针对同一圆轨道内的两颗卫星，推导了描述星座位置运动的数学模型，通过仿真验证了模型的精度；进而利用二次型最优控制理论给出了基于相对位置的控制规律，提出了星座相对位置保持、绝对位置可移动的星座控制方法；论证了相对位置保持控制所需燃料要比绝对位置保持控制所需燃料少，仿真结果验证了方法的有效性。     

小卫星围绕空间站飞行动力学和控制研究

研究微小卫星围绕空间站飞行,监视空间站运行和外观状态,减少航天员舱外活动。这是小卫星一种新的应用概念。文章主要研究绕飞轨道动力学和稳定性,以及在有摄动情况下保绕飞轨道的控制策略。这种控制策略所消耗燃料非常少,根据仿真实验结果,绕飞卫星飞行一个月消耗的燃料可产生速度增量约为３－４ｍ／ｓ。     

一种提高卫星相对轨道运动全物理仿真逼真度的新方法

现有的卫星控制系统全物理仿真很少对卫星绕地球的轨道运动进行模拟,即使在卫星间相对轨道运动的全物理仿真中也没有考虑地心引力差和惯性力项的存在,因此其逼真度受到了影响.提出一种在共面圆轨道近距离卫星相对运动全物理仿真中引入地心引力差和惯性力项的方法,提高了物理仿真实验的逼真度.     

电磁航天器编队悬停鲁棒协同控制方法

针对电磁航天器编队近地轨道悬停问题,提出一种在缺少参考轨道准确信息时的协同控制方法。用TH方程描述航天器间的相对运动,选择与参考轨道同周期的圆轨道为标称轨道。将参考轨道相对于标称圆轨道的偏差、地球非球形引力、大气阻力及其他天体引力等参数单独归类,视其为不确定量,构成不确定系统。通过引入一致性理论,在电磁作用模型和动力学方程均存在不确定性的条件下,针对航天器编队悬停的目标设计了鲁棒协同控制律。考虑能量消耗最优和均衡以及轨道姿态解耦,给出了通过优化进行磁矩配置的方案。仿真结果表明,所设计的鲁棒协同控制律能够实现编队电磁航天器高精度悬停,所给出的磁矩配置方案能够实现磁矩的合理分配。      

返回式航天器轨道周期变率确定及预报的数值方法

对返回式航天器进行变轨控制计算时要用到平均轨道周期变率,而数值法定轨通常求解的是大气阻力系数,无法直接得到平均轨道周期变率。文章通过建立航天器精密动力学模型、数值积分器、瞬时轨道根数到平均轨道根数的转换算法和平均周期序列多项式拟合算法,提出了一种基于数值法精密轨道确定和预报计算平均轨道周期变率的数值方法。     

基于状态转移矩阵的航天器多脉冲悬停方法

基于航天器相对运动的状态转移矩阵描述,研究了空间相对悬停的多脉冲控制方法,解决了工程实践中连续推力悬停轨道控制技术对航天器控制推进系统要求较高的难题。给出了两航天器在圆、椭圆和双曲线等圆锥曲线参考轨道上相对运动的状态转移矩阵描述。在此基础上,定性分析了椭圆参考轨道偏心率对悬停精度的影响,推导了航天器多脉冲悬停速度脉冲控制量的计算方法。数值仿真算例显示,该方法可有效实现一定悬停精度要求下的空间相对悬停控制,且随着一个轨道周期内脉冲数的增加,相对悬停的效果得到提升。     

目标飞行器交会对接轨道的设计和控制

根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度,给出了目标飞行器交会对接轨道初始相位的设计方法。针对目标飞行器交会对接轨道控制要求,建立了共面相位计算模型以及轨道相位、高度和圆化度的多目标参数求解模型。基于定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差的调相时间分析,制定了目标飞行器调相控制策略。仿真计算表明,实现的目标飞行器交会对接轨道满足要求,验证了调相控制量优化原则的正确性,并对标称共面与虚拟共面的共面时刻和共面相位进行了比较。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。     

编队飞行卫星群构型保持及初始化

导出了基于相对轨道要素的编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动方程；提出了编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动控制策略，利用不同方向的脉冲控制相对运动的轨道参数，包括轨道平面内机动和轨道平面外机动控制。根据相对轨道要素的变轨机动控制，进行编队飞行卫星群构型的初始化。这样的构型初始化可以视作一次特殊的变轨机动控制，很容易实现编队飞行构型的初始化机动。     

旋转非合作目标终端逼近的姿轨控制研究

针对旋转非合作目标的终端逼近过程进行研究, 建立了适用于任意偏心率的精 确航天器相对运动和姿态动力学模型, 并对传统的直线型同步自旋逼近策略进行 改进, 设计了用于保障终端逼近安全性的指数衰减型参考轨迹; 推导了基于比例 微分加解耦控制方法的相对轨道和姿态控制律, 通过数值仿真验证了控制器的有效性.      

可展桁架天线在轨运行中温度场分析

利用热传导辐射理论,并引入天线所处的轨道条件,可计算可展桁架抛物面天线在轨运行时不同时刻的温度场.利用Fortran语言,编制了基于上述理论的有限元程序,可计算各种轨道条件下不同时刻天线的温度场.还可用于指导天线的热变形分析和热控制设计.