卫星对空间目标悬停的轨道动力学与控制方法研究

首先，给出了卫星悬停的轨道动力学模型，然后提出了悬停轨道的一种“持续式”的开路轨道控制策略，即通过在一段时间对轨道实施连续有限推力控制，使得在这段时间内卫星运行在新的悬停轨道上，而非开普勒轨道。最后，以地球静止轨道卫星为目标星，研究了悬停轨道的实施途径，并进行了数学仿真。仿真结果表明，在一段时间内对空间目标实施轨道悬停是可行的。     

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。     

基于夏氏最小二乘的轨道控制力系数辨识

在航天器轨道捕获、轨道维持和空间目标碰撞规避中都需要进行航天器轨道机动。针对航天器轨道机动过程中推力器的推力系数为装订常数,没有根据在轨工作实际进行优化而导致出现较大误差的情况,对控制力拟合系数进行辨识,作为修正控制参数以补偿轨道控制误差的依据,提高轨道控制精度。统计分析在轨管理的典型航天器平台及其发动机的轨道控制历史数据,分析轨道控制理论和在轨控制数据拟合建立轨道控制经验模型,用当前可测量的系统输入和输出预测系统输出的未来演变,得到不同工作情况下实际轨道控制误差与控制参数及其他主要影响因素之间关系的经验公式,为轨道控制策略决策提供参考。选取轨道半长轴控制量300 m以上和300 m以下的两类近地卫星,对其轨道控制历史数据进行分析,经实际数据测试,采用夏氏法进行推力系数拟合后预测的速度变化量精度较高。该种计算方法利用了轨道控制历史数据,计算方法简单,提高了轨道控制速度增量的预测精度,对轨道控制实施具有参考意义。     

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。     

上行离子源区卫星探测的轨道需求分析

极区从电离层到磁层的上行粒子流探测研究是空间天气建模中的重要问题,其起源和加速机制是磁层-电离层-热层耦合小卫星星座计划的主要科学目标.磁层-电离层热层耦合小卫星星座计划拟定由两颗磁层星和两颗电离层/热层星组成星座对极区进行联合观测.其中,上行粒子源区附近的就位探测是电离层-热层耦合机制研究的重点,也是电离层/热层星轨道设计的关键.根据相关空间探测计划和卫星观测结果,通过比较圆轨道和椭圆轨道两种方案,确定电离层/热层星采用椭圆轨道.     

基于交会模式的月球大椭圆轨道编队飞行控制

两颗微卫星进入环月大椭圆轨道后,在地面测控支持下,通过执行若干次轨道机动,最终实现从相距上千或上万km至相距1～10 km范围变化的环月轨道编队飞行。针对月球大椭圆轨道,基于多脉冲交会控制模式,设计了交会点满足编队飞行状态的轨道控制策略,采用线性制导方法迭代计算精确轨道控制参数;设计了顺序优化的5脉冲控制策略,对轨道平面、拱线、形状和相位等轨道全要素进行控制,通过远距离接近、中距离调整和近距离捕获的渐进式分段控制,在月球大椭圆轨道差异较大条件下,相对运动轨迹渐进稳定,最终实现近距离编队。     

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。      

基于θ-D非线性控制方法的伴随轨道控制

为了实现燃料消耗最少的伴随轨道控制,研究使用θ-D次优非线性控制方法设计伴随轨道的优化控制律.相对运动模型中考虑了地球形状摄动的影响,且适用于在椭圆轨道上运行的目标航天器.采用状态变量增广法,对相对运动模型进行处理,以满足θ-D控制方法的要求.采用相对轨道要素设计了理想的基准伴随轨道.仿真计算结果表明,所设计的控制律是稳定的,能够以较少的燃料消耗实现伴随轨道的控制.     

多冲量近程交会最优化模型

文章基于Lawden方程对椭圆参考轨道的近程最优交会问题进行了研究,并提出了一种混合遗传算法求解最优近程交会问题。首先在一定假设条件下给出了目标在椭圆参考轨道的近距离相对运动模型——Lawden方程,构建了多脉冲最优交会问题模型并进行了理论分析。性能指标选为轨道交会过程中燃料消耗和时间消耗加权最小的多目标优化指标,优化参数为脉冲大小和脉冲施加时刻,终端状态受到相对位置和相对速度的约束。然后介绍了具有较强全局和局部寻优能力的混合遗传算法。最后以四脉冲为例进行仿真计算。仿真结果表明,是否考虑第一次脉冲位置,总燃料消耗变化不明显。因此,追踪航天器一旦捕获到目标信息即可施加第一次脉冲。仿真结果还证明了混合遗传算法在求解最优交会问题时的有效性。因此,混合遗传算法对基于Lawden方程的椭圆参考轨道近程最优交会问题的求解可行。     

“嫦娥4号”中继星应急轨道控制策略设计与分析

"嫦娥4号"中继星作为"嫦娥4号"任务的重要组成部分,不同于其它月球探测器,首次选择绕地月L2平动点运行的Halo轨道以保证为月球背面的着陆器和巡视器提供连续的中继通信服务,这面临诸多技术挑战。基于任务需求和工程约束,梳理了中继星全寿命与轨道控制相关的故障类型,制定了多级应急控制目标,给出了分阶段应急轨道控制方案,提出将Lissajous轨道作为应急备选使命轨道,分析了推进剂消耗、中继测控条件和可行性,研究成果直接应用于中继星任务工程实践。     

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。     

基于扩展卡尔曼滤波的XPNAV-1卫星自主定轨算法研究

X射线脉冲星导航1号（XPNAV-1）是全球首颗脉冲星导航专用试验卫星。利用该卫星观测的单颗脉冲星数据，采用几何约束方法，能够有效抑制轨道误差增长，但存在长时间定轨发散问题。针对XPNAV-1卫星拓展试验任务及脉冲星导航后续发展需求，利用多颗脉冲星的观测数据，研究基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的卫星自主定轨算法。首先，建立该卫星的轨道力学模型和观测方程；然后，详细论述EKF滤波算法和分段式定常系统（PWCS）的可观测性分析方法；最后，通过综合分析XPNAV-1卫星的观测数据、脉冲星对该卫星轨道的覆盖性以及系统状态的可观测性，进行自主定轨算法试验。试验结果表明，基于EKF的自主定轨算法滤波过程收敛，验证了该算法的合理性和有效性。     

The adjusted optical properties for Galileo/BeiDou-2/QZS-1 satellites and initial results on BeiDou-3e and QZS-2 satellites

Solar Radiation Pressure (SRP) is the dominant non-gravitational perturbation for GNSS (Global Navigation Satellite System) satellites. In the absence of precise surface models, the Empirical CODE Orbit Models (ECOM, ECOM2) are widely used in GNSS satellite orbit determination. Based on previous studies, the use of an a priori box-wing model enhances the ECOM model, especially if the spacecraft is a stretched body satellite. However, so far not all the GNSS system providers have published their metadata. To ensure a precise use of the a priori box-wing model, we estimate the optical parameters of all the Galileo, BeiDou-2, and QZS-1 (Quasi Zenith Satellite System) satellites based on the physical processes from SRP to acceleration. Validation using orbit prediction proves that the adjusted parameters of Galileo and QZS-1 satellites exhibit almost the same performance as the corresponding published and “best guess” values. Whereas, the estimated parameters of BeiDou-2 satellites demonstrate an improvement of more than 60% over the initial “guess” values. The resulting optical parameters of all the satellites are introduced into an a priori box-wing model, which is jointly used with ECOM and ECOM2 model in the orbit determination. Results show that the pure ECOM2 model exhibits better performance than the pure ECOM model for Galileo, BeiDou-2 GEO and QZS-1 orbits. Combined with the a priori box-wing model the ECOM model (ECOM+BW) results in the best Galileo, BeiDou-2 GEO and QZS-1 orbits. The standard deviation (STD) of satellite laser ranging residuals reduce by about 20% and 5% with respect to the pure ECOM2 model for Galileo and BeiDou-2 GEO orbits, while the reductions are about 40% and 60% for QZS-1 orbits in yaw-steering and orbit-normal mode respectively. BeiDou-2 IGSO and MEO satellite orbits do not benefit much from the a priori box-wing model. In summary, we suggest setting up a unified SRP model of ECOM+BW for Galileo, QZS-1, and BeiDou-2 orbits based on the adjusted metadata. In addition, we estimate the optical parameters of BeiDou-3e and QZS-2 satellites using a limited number of tracking stations. Results regarding the unified SRP model indicate the same advantages, the STD of satellite laser ranging residuals reduces by about 30% and 20% for QZS-2 and BeiDou-3e orbits respectively over orbit products without a priori model. The estimation procedure is effective and easy to apply to the new emerging satellites in the future.     

Dynamics and control of spacecraft hovering using the geomagnetic Lorentz force

To achieve hovering, a spacecraft thrusts continuously to induce an equilibrium state at a desired position. Due to the constraints on the quantity of propellant onboard, long-time hovering around low-Earth orbits (LEO) is hardly achievable using traditional chemical propulsion. The Lorentz force, acting on an electrostatically charged spacecraft as it moves through a planetary magnetic field, provides a new propellantless method for orbital maneuvers. This paper investigates the feasibility of using the induced Lorentz force as an auxiliary means of propulsion for spacecraft hovering. Assuming that the Earth’s magnetic field is a dipole that rotates with the Earth, a dynamical model that characterizes the relative motion of Lorentz spacecraft is derived to analyze the required open-loop control acceleration for hovering. Based on this dynamical model, we first present the hovering configurations that could achieve propellantless hovering and the corresponding required specific charge of a Lorentz spacecraft. For other configurations, optimal open-loop control laws that minimize the control energy consumption are designed. Likewise, the optimal trajectories of required specific charge and control acceleration are both presented. The effect of orbital inclination on the expenditure of control energy is also analyzed. Further, we also develop a closed-loop control approach for propellantless hovering. Numerical results prove the validity of proposed control methods for hovering and show that hovering around low-Earth orbits would be achievable if the required specific charge of a Lorentz spacecraft becomes feasible in the future. Typically, hovering radially several kilometers above a target in LEO requires specific charges on the order of 0.1 C/kg.     

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。     

地球静止轨道混合推进三星库仑编队队形保持控制研究

研究了地球静止轨道处混合推进三星库仑编队队形保持控制问题.首先考虑未知有界相对摄动影响，建立了地球静止轨道处混合推进三星库仑编队动力学方程.然后基于相对运动解析解，设计了投影圆轨道旋转编队构型.最后采用滑模控制方法，设计了控制器并证明其稳定性，用饱和函数对控制器进行了改进，消除了抖振的影响.通过控制编队内部静电力和补充电推力实现对预设队形的保持.仿真结果表明，混合推进方案响应速度快，控制精度高，达到了控制要求.     

部署retro-GEO巡视器的月球借力飞行轨道分析

retro-GEO是指逆行（retrograde）地球静止轨道（geostationary Earth orbit, GEO），该轨道与GEO轨道高度相同或相近，但倾角为180°，安装在retro-GEO卫星上的巡视器可每12h对GEO带空间资产附近碎片环境安全预警。直接西向发射retro-GEO卫星存在地面测控和发射能耗较大的困难。基于平面四体模型，为降低设计变量敏感性，以近月点参数为设计变量，建立了部署retro-GEO巡视器的月球借力飞行轨道设计模型，利用轨道动力学模型延拓策略，得到该类轨道绕月后返回地球飞行时长只能约为114.79h，该结论可用于求解该类轨道高精度轨道动力学模型解。     

Orbit determination of BeiDou navigation satellite system maneuvered satellites based on instantaneous velocity pulses parameters

The BeiDou navigation satellite system (BDS) comprises geostationary earth orbit (GEO) satellites as well as inclined geosynchronous orbit (IGSO) and medium earth orbit (MEO) satellites. Owing to their special orbital characteristics, GEO satellites require frequent orbital maneuvers to ensure that they operate in a specific orbital window. The availability of the entire system is affected during the maneuver period because service cannot be provided before the ephemeris is restored. In this study, based on the conventional dynamic orbit determination method for navigation satellites, multiple sets of instantaneous velocity pulses parameters which belong to one of pseudo-stochastic parameters were used to simulate the orbital maneuver process in the orbital maneuver arc and establish the observed and predicted orbits of the maneuvered and non-maneuvered satellites of BeiDou regional navigation satellite system (BDS-2) and BeiDou global navigation satellite system (BDS-3). Finally, the single point positioning (SPP) technology was used to verify the accuracy of the observed and predicted orbits. The orbit determination accuracy of maneuvered satellites can be greatly improved by using the orbit determination method proposed in this paper. The overlapping orbit determination accuracy of maneuvered GEO satellites of BDS-2 and BDS-3 can improve 2–3 orders of magnitude. Among them, the radial orbit determination accuracy of each maneuvered satellite is basically better than 1 m. simultaneously, the combined orbit determination of the maneuvered and non-maneuvered satellites does not have a great impact on the orbit determination accuracy of the non-maneuvered satellites. Compared with the multi GNSS products (indicated by GBM) from the German Research Centre for Geosciences (GFZ), the impact of adding the maneuvered satellites on the orbit determination accuracy of BDS-2 satellites is less than 9 %. Furthermore, the orbital recovery time and the service availability period are significantly improved. When the node of the predicted orbit is traversed approximately 3 h after the maneuver, the accuracy of the predicted orbit of the maneuvered satellite can reach that of the observed orbit. The SPP results for the BDS reached a normal level when the node of the predicted orbit was 2 h after the maneuver.