小卫星三轴稳定模式下的有限推力轨道转移

由搭载方式发射的小卫星,通常需要变轨才能进入自己的工作轨道。这种变轨一般由小推力发动机执行,传统的冲量变轨方法存在较大局限性。文章研究了在小推力作用下,小卫星由椭圆停泊轨道进入共面圆工作轨道的点火信息求解方法;给出对地定向三轴稳定模式下和俯仰角偏置三轴稳定模式下的变轨控制仿真结果;提供了对任务设计有参考价值的结论。     

GEO卫星快速发射入轨定点控制方法

提出了一种GEO卫星快速发射入轨定点方法,运载火箭将卫星发射进入GTO轨道后,由上面级或卫星自身在48h内快速定点到GEO轨道任意指定定点位置。考虑时间、测控等约束,在选定变轨策略基础上,以燃料消耗最小为目标,优化给出了快速入轨定点标称轨迹。采用无奇异的春分点根数描述轨道运动,基于最小二乘法给出了航天器在有限推力条件下变轨的闭环显式制导方法,控制航天器沿标称轨迹飞行。仿真算例表明,采用该变轨策略、轨道优化设计方法和制导律,可以完成GEO卫星快速入轨定点控制。     

空间交会中脉冲变轨燃料消耗研究

导出了空间交会中多脉冲变轨的一般算法。在此基础上,重点研究了双脉冲变轨的燃料消耗情况,提出了双脉冲变轨条件下的“不可达点”及其附近的“高耗能区域”,并给出了相应的物理解释。最后对多脉冲变轨与双脉冲变轨进行了比较。     

基于冲量变轨原理的地球同步卫星有限推力变轨策略

  推力有限时,地球同步轨道卫星在远地点变轨的弧段很长,会导致较多的燃料消耗。基于冲量变轨原理,研究了地球同步轨道卫星远地点有限推力多次变轨问题,提出了具有星下点约束的最省燃料变轨方案,给出了每次变轨的推力方向和点火起止时刻及最优中间过渡轨道。仿真结果验证了该方案的有效性。     

气动辅助异面变轨在多碎片清除中的应用分析

碎片清除飞行器异面变轨需要消耗大量燃料.从气动辅助异面变轨优化设计及被清除碎片轨道高度差值、倾角差值等参数对变轨性能的影响出发,比较分析了优化气动辅助异面变轨与双脉冲霍曼轨道转移的燃料节约量,研究了不同轨道高度差对于实施气动辅助变轨燃料节约量的影响.当地球静止轨道（GEO）与低地轨道（LEO）间气动辅助变轨优化速度增量约为1.55km·s-1、质量面积比172kg·m-2、比冲310s、轨道倾角变化16°时,燃料节约率约为45%.对比研究了不同轨道高度差LEO轨道间实施气动辅助变轨的燃料节约情况.结果表明:随着轨道高度的增加,气动辅助优化效率逐渐降低;在相同高度轨道间实施异面变轨,随着轨道倾角的增加,气动辅助变轨燃料节约率先增大后减小,倾角改变量约为20°时,燃料节约率最大;当轨道倾角为5°时,采用气动辅助变轨和双脉冲变轨的燃料消耗量相同.      

电推进静止轨道转移与空间环境分析

针对基于连续电推进的由GTO轨道向地球静止轨道的转移问题,考虑星上自主变轨的计算能力,将轨道转移简化为推力方向固定的两阶段变轨策略,对轨控方向角进行优化.针对电推进轨道转移持续时间长,受空间环境影响较大的特点,对轨道转移过程中卫星穿越电离层、地球辐射带的情况进行分析.最后,进一步探讨了利用远地点高度高于标准GTO的轨道作为初始轨道,用以降低空间环境对卫星影响的可行性.     

航天器空间交会过程综合变轨策略研究

文章研究了空间交会远程导引阶段综合变轨问题的变轨策略方法和实用理论模型。文章首先简要描述了综合变轨的技术条件和策略方法 ;然后重点建立了多脉冲综合变轨的轨道动力学模型 ,并给出了数值求解方法 ;最后用自行开发的仿真程序进行了远程导引多脉冲综合变轨的算例仿真。仿真结果表明 ,该模型和算法具有工程实用性     

应急轨道机动变轨方案快速设计算法

为了满足应急轨道机动过程中测控约束和时间、燃料资源等各方面的要求 ,提出了一种变轨方案快速设计算法.给出了适用于变量搜索的轨道机动变轨模式,将变轨 方案快速设计问题转化成了约束优化问题;建立了完整的测控约束数学模型和对测控约束的 处理算法;然后利用遗传算法搜索出了同时满足测控约束条件和优化目标的变轨方案.算例 表明,利用此算法设计得到的变轨方案,能够满足应急轨道机动任务的需要.      

同一平面气动力辅助变轨的近似解及分析

采用格林函数法,给出了同一平面气动力辅助变轨飞行的3种过程约束(气动加热率、动压、升力约束)条件之间关系的近似定量描述形成的飞行包络线.由此求解了航天器同时受3种约束条件时,各种性能指标下的同一平面气动力辅助变轨轨迹的近似解及相应的最优控制规律.文中对近似解与控制规律的内部结构作了细致的分析,得到了一些有益的结论.     

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。     

高分七号卫星高精度控制技术与验证

高分七号卫星（GF-7）控制系统，一方面通过研制甚高精度星敏感器和高平稳度翼板驱动机构（SADA），提高部件性能指标；另一方面采用在轨参数标定、星地闭环补偿等控制技术，进一步提高系统性能。经飞行验证表明，控制系统实现了角秒级姿态测量精度，稳定度达到10-5(°)/s量级，与同类型测绘卫星控制系统比较，姿态测量精度和稳定度均达到中国领先、国际先进的水平，使中国遥感测绘卫星控制能力得到了大幅提升。最后展望了GF-7卫星控制分系统进一步提高控制精度的发展方向。     

基于太阳敏感器的静止轨道卫星轨道估计方法研究

为解决目前通过星上配置敏感器进行地球同步轨道卫星自主轨道估计的问题,利用太阳敏感器和红外地球敏感器的测量信息进行轨道估计．根据地球静止轨道的特点,结合Hill方程,利用太阳敏感器和红外地球敏感器的测量信息以及轨道的摄动特性,建立导航系统的状态方程和测量方程．数学仿真结果表明,该方法可以较准确地估计出卫星的经度漂移,是一种可行的地球同步轨道卫星自主导航方法．     

基于宏定义动态链接的模块化星载软件升级方法研究

提出了基于宏定义动态连接的软件模块化设计思路, 并针对某小卫星平台的体系结构, 对其星载软件进行了具体的模块化实现, 同时提出了一种在轨升级方案. 经实验验证分析, 所提出的模块化设计思路提高了星载软件在轨升级的效率和灵活性, 升级过程中对结构化模块信息上载和验证, 提高了升级方法的可靠性和安全性.      

基于网格细化技术的地球-火星转移轨道优化

文章从细化效率、易用性和适应性等角度对基于数据压缩原理的网格细化算法进行改进,与基于局部配点法开发的通用轨迹优化方法（考虑非线性规划的规范化处理、稀疏特性和数值微分算法）相结合,构建出一种非光滑轨迹优化方法。对地球—火星转移轨道进行了优化,结果表明：所述方法能够高精度、快速求解地球—火星转移轨道优化问题,能够在轨道变化剧烈区域加密网格,在轨道变化平坦区域采用较稀的网格,具有较好的适应性和在线优化的潜力;采用控制变量作为网格细化函数即可捕捉到状态变量的剧烈变化;对于地球—火星转移轨道优化问题,推力方向角定义在[0°,360°)比定义在[-180°,180°)更利于数值优化。     

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300m以上和300m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。     

平动点周期轨道间小推力转移的Gauss伪谱法

针对三体问题共线平动点附近周期轨道间的小推力转移问题，构造了一种新的形状函数，在此基础上提出了一种基于Gauss伪谱法的优化设计方法。首先，建立小推力轨道转移动力学模型，参考初始轨道和目标轨道的类型，构造一种新的形状函数以近似小推力转移轨道。为满足不同的约束要求，提出了振幅和相位按多项式变化的假设，推导了小推力转移轨道的近似解析解；然后利用Gauss伪谱法将小推力轨道转移的最优控制问题转化为非线性规划问题，并对推导的近似解析解进行解算和处理，为Gauss伪谱法求解非线性规划问题提供较为有效的控制变量的初始猜测值；最后以地月系统L1点附近Halo轨道间的小推力转移问题为例进行了仿真分析。仿真结果表明，小推力转移轨道近似解析解具备有效性和普适性，使得Gauss伪谱法的迭代效率提高55%以上，同时也表明Gauss伪谱法可有效解决平动点周期轨道间的小推力转移轨道优化设计问题。     

基于离子推进技术的轨道转移设计

将太阳能离子推力器应用于卫星的推进系统,完成从地球同步转移轨道(GTO)到地球同步轨道(GEO)转移任务;建立任务模型,设计基于纬度幅角的反馈控制策略,对发动机开关时间进行优化.采用图形处理器（GPU, graphic processing unit）加速的遗传算法(GA,genetic algorithm)对卫星转移轨道任务进行优化设计.仿真结果表明：通过对该闭环控制器的定常参数进行优化,可将轨道导引至目标轨道附近;采用太阳能离子推力器可减少燃料消耗.基于GPU加速的遗传算法,可缩短算法运算时间.     

太阳帆航天器行星际轨道转移优化算法

研究基于遗传算法的太阳帆行星际转移轨道的全局优化问题.通过极小值原理推导了太阳帆全局优化控制律,并以太阳帆飞行时间最短为优化目标函数,运用遗传算法对发射时间、到达时间和协态变量初值进行参数优化设计.为了解决轨道转移这一多约束优化问题,在遗传算法中加入动态罚函数.在此理论基础上作了从地球同步轨道出发到火星同步轨道转移和从地球出发与火星交会两个算例,仿真结果表明了该方法在太阳帆转移轨道全局优化中的有效性.     

GPS single-frequency orbit determination for low Earth orbiting satellites

The determination of high-precision orbits for Low Earth Orbiting (LEO) satellites (e.g., CHAMP, GRACE, MetOp-A) is based on dual-frequency tracking data from on-board GPS (Global Positioning System) receivers. The two frequencies allow it to eliminate the first order ionosphere effects. Data screening and precise orbit determination (POD) procedures are optimized under the assumption of the availability of two frequencies.     

常值推力下面内轨道优化的一种改进间接法

针对常值推力下航天器面内轨道转移燃耗最省的轨道优化问题,利用极大值原理导出了最优轨迹下推力方向角应满足的控制方程,结合动力学方程建立了一种求解航天器面内最优转移轨道的改进间接法,及其在推力方向角调节能力受限条件下的应用方法。由于避免了协态变量微分方程组的求解,改进间接法相对于传统间接法降低了初值猜测的难度和计算量;与采用Gauss伪谱法求解相比,所建立的改进间接法求解结果精度更高,数值光滑性更好。仿真算例表明:推力方向角调节能力受限会改善推力方向角变化规律,降低推力方向角变化范围;就燃耗而言,推力越大燃耗越多,优化轨道节省燃耗更加显著。