飞行器轨道交会的H_∞次优控制问题

研究了近圆轨道上两个飞行器轨道交会的控制问题。通过对最优控制理论设计最优交会轨线的研究 ,提出了利用 H∞控制理论设计实际控制器的方法 ,给出了仿真结果 ,验证了这种方法的正确性。说明了该方法具有鲁棒的控制效果以及次优的轨道特性。     

航天器轨道交会的一般策略

航天器轨道交会机动可应用推力值较大的脉站式推力,也可应用推力值较小的连续型推力或间断型推力。阐述了航天器轨道交会的一般策略与设计方法,包括推力的选择与交会程序设计等。     

航天器双主动交会策略研究

从理论上分析了共面近地圆轨道上的航天器的远程双主动交会的问题.根据轨道动力学基本原理,导出各种情况下特征速度的解析解,为航天器变轨时的燃料消耗分析提供了依据.进一步探讨了航天器轨道转移过程中的时间策略,以保证在不同轨道上运行的航天器在同一时刻、同一空间位置交会.上述理论分析的仿真计算结果表明,双主动交会总特征速度和过程耗时都低于主被动交会情形,单星的燃料消耗大大降低,对大范围快速变轨,优势更加明显.     

航天器轨道交会迭代制导算法

针对航天器轨道交会的脉冲推力模型与实际发动机连续推力模型不相符的问题,研究一种脉冲变轨策略的工程实现方法,使脉冲变轨策略可应用于工程实际.基于Lambert飞行时间定理和遗传算法,研究航天器最优脉冲变轨策略.根据脉冲变轨优化的结果,采用迭代制导算法研究脉冲变轨工程化问题.仿真结果验证了迭代制导算法在航天器轨道交会中的有效性.     

航天器交会飞行设计方法研究

针对半自主飞行追踪星,阐述航天器交会总体设计方法。根据对接点的地理位置范围、共面轨道倾角以及目标星轨道周期与追踪星入轨点地理位置,确定交会飞行时间和两星初始相位差范围。考虑最小轨道机动动力要求与飞行轨迹安全性等因素,并兼顾地面测控条件,设计追踪星远程导引段与相对导航段的轨道机动与飞行轨迹,特别是选择与比较不同的初始轨道、调相轨道与漂移轨道以及保持点停泊时间与最终逼近段飞行时间等交会飞行要素,调整飞行时间、相位差与对接点位置,确定最佳交会飞行方案,完成空间交会任务。     

一种有限推力航天器交会轨道的鲁棒设计方法

基于C—W方程描述的二体相对运动模型,考虑利用范数有界方法刻画航天器交会过程中的参数不确定性,并结合控制推力受限的工程需要,提出了一种在不确定环境下有限推力航天器交会轨道的设计方法。通过构造Lyapunov函数,将此设计问题转化为一个具有线性矩阵不等式约束的凸优化问题,通过求解此问题即可设计出符合航天器交会要求的鲁棒状态反馈控制器。     

椭圆轨道非合作目标交会接近策略与控制

文章研究了追踪航天器与失控旋转非合作目标航天器在椭圆轨道中的交会接近策略与控制。在接近策略方面,首先,根据目标航天器大致结构设定一个安全的停泊点,使追踪航天器交会至停泊点;其次,通过在停泊点对旋转目标航天器姿态的观测,分析和预测其运动并确定合适的抓捕点位置,设计安全的接近轨迹,使追踪航天器沿着该轨迹接近至理想的抓捕实施点位置。在控制方面,考虑实际系统中的不确定性,只利用两航天器之间相对位置的测量信息,设计基于特征模型的自适应控制方法实现交会接近。最后通过数学仿真模拟整个交会接近过程,验证了文中所提出的接近策略和控制方法。     

基于线性协方差方法的交会对接误差分析

将线性协方差分析方法和蒙特卡罗仿真相结合,按交会任务和飞行特征把交会过程分为变轨飞行、自由飞行和中途速度修正三种特征段,研究了状态误差的传播规律和交会过程中各种误差对交会对接精度的影响。在变轨飞行段,分析了追踪航天器的姿态误差、控制系统性能状态估计误差,以及目标航天器轨道摄动对状态误差传播的影响。在自由飞行段,分析了追踪航天器估计状态误差的先验值和测轨误差对状态误差传播的影响。在中途速度修正段,分析了追踪航天器姿态误差和控制系统性能误差对状态误差传播的影响。仿真结果表明,误差分析方法设计合理,可以指导交会对接的轨道设计工作,能对已经设计好的交会策略进行误差分析和设计验证。     

轨道维持与调相的综合优化策略研究

在交会对接飞行任务设计研究中必须首先确定目标航天器的轨道设计策略,研究了一种将目标航天器轨道维持和调相两种任务进行综合优化的策略.轨道维持的任务是使得目标航天器轨道的形状和位置符合交会要求,调相的任务是使目标航天器在轨道中的初始相位角符合交会要求.在考虑了交会对接发射窗口、交会终端约束条件下,将目标航天器轨道设计问题转化为一个非线性规划问题,应用序列二次规划方法对其进行了求解.仿真计算表明,这种方法既能以较少变轨次数满足交会对接任务要求,又能节省燃料,为空间交会对接任务规划提供了重要参考.     

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。     

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。     

最优冲量交会的研究进展

 对最优冲量交会的研究进展进行综述,介绍最优冲量交会中四类比较典型的研究成果：基于冲量校正理论的最优冲量交会、Lambert最优冲量交会、利用数值方法求解的最优冲量交会和基于邻近圆轨道交会理论的最优冲量交会,并分析这些类型的最优交会的特点。     

可实现定点停泊与轨迹逼近的航天器交会控制

许多空间任务均需进行轨道交会,据任务的不同,对轨道交会的要求也不同,某些情况下需要跟踪星在交会的过程中暂时停泊于某一点,某些情况下对交会过程的视线角与轨迹提出一定的要求.针对这种需求,设计了一种闭环反馈控制方法,可以使跟踪星在设定的某点进行停泊及停泊保持,也可以沿设定的某条轨迹逼近目标,以满足不同任务对交会过程的不同要求.经仿真表明,此方法能够很好的满足任务要求,并具有精度高、能耗低、跟踪速度快的特点.     

基于鲁棒协同控制方法的多航天器交会问题

提出一种解决多航天器交会问题的协同控制算法。首先应用图论中邻接矩阵及拉普拉斯矩阵的定义及其相关性质,描述了多航天器之间的通信拓扑关系;其次对目标航天器轨道为椭圆形情况下的交会问题进行构建,并设计了相应的协同控制算法;最后利用李雅普诺夫函数证明该系统的稳定性,并且能够保证消耗的能量最优以及最大推力受限。仿真实验表明:提出的方法可以实现多航天器的协同交会,验证了该方法的有效性。     

椭圆轨道相对动力学状态转移矩阵

针对已有研究的不足,给出了更加便于理论分析和工程应用,并具有普遍适用性的状态转移矩阵的一种新形式。基于Lawden方程推导了以三维空间中位置-速度表示的状态转移矩阵元素的具体表达式,并将其由角域变换到时域,得到了表示真实位置速度的状态转移矩阵,通过初等变换可以从该矩阵得到任意需要的形式。仿真结果表明了状态转移矩阵的有效性,可将其用于任意偏心率椭圆轨道的三维轨道交会、轨道修正、编队队形设计及控制问题。     

相邻两航天器相对运动近似方程的解析解及比动能方程

给出了地心引力场中受控航天器相对目标航天器运动的推力加速度随时间线性变化时Hill方程的解析解，根据Hill方程导出了受控航天器相对目标航天器运动的比动能方程，并讨论了比动能方程在上述两天器轨道相遇和轨道交会问题中的应用。     

临近圆轨道最优脉冲交会中的参考系选择问题研究

利用极坐标下的无量纲化线性方程研究临近圆轨道最优脉冲交会中的参考系选择问题。首先给出了无量纲化线性方程,接着以定理的形式说明参考系的选择对该方程下的最优交会模式的分类和分布没有影响,并以二脉冲最优交会及二脉冲带漂移最优交会、Hohm-ann最优交会三种交会模式为例说明不同参考系的选择对各自模式下的求解过程也没有影响。但是在无量纲化过程中交会时间和轨道半径差受参考系选择的影响,所以参考系的选择会影响最优交会的结果,最后通过三种最优交会模式的仿真对此结论进行了验证。     

非合作目标的自主接近控制律研究

主要研究了针对非合作航天器的自主交会和拦截两种接近模式的控制律。根据非线性相对运动方程,采用李雅普诺夫(Lyapunov)方法设计了自主交会的控制律;并对该控制律进行了改进,使其适用于拦截模式,能以一定的相对速度接近目标。同时针对非合作目标存在机动的情况,采用Lyapunov最小-最大方法设计了自主接近的控制律。仿真结果证明了基于Lyapunov方法的自主接近控制律的有效性。     

误差情况下航天器交会任务的实现

在进行航天器交会对接制导方案设计时 ,必须考虑在误差情况下航天器交会任务的实现。在水平推力冲量多弧段交会机动方案基础上 ,设计了二次冲量修正法对各种误差引起的交会过程误差进行制导修正。仿真算例结果表明 ,设计的制导方法是可行的 ,而且不影响原交会机动制导方案的优点。     

对接口匹配的航天器双主动最优交会研究

研究了两航天器协同轨道机动（双主动）完成近距离交会任务的最优控制问题。在考虑航天器姿态变化、对接口位置及路径约束的情况下,构建了完整的6自由度、26状态的双主动最优交会数学模型。利用高斯伪谱法分别将燃料总消耗最少和交会时间最短两种最优问题离散为大型非线性规划问题,而后应用SNOPT软件包进行了求解。在此基础上通过大量数值计算分析总结了不同初始参数对最小燃料消耗和最短交会时间的影响规律,并与主被动交会形式进行了对比。结果表明,当两航天器质量接近时,双主动交会通常可明显减少燃料消耗,或缩短交会时间;而当质量差距较大时,双主动最优交会逐渐退化为主被动最优交会。