基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。      

“嫦娥4号”中继星伞状可展开天线设计与验证

伞状可展开天线是"嫦娥4号"中继星为着陆于月球背面的"嫦娥4号"着陆器和巡视器提供中继通信的关键单机。对伞状可展开天线的设计原理和构造进行了描述,对天线在轨展开、网面成型与保持、超低温环境适应性等技术难点开展了分析。天线在轨展开采用缓释弹簧分布式驱动展开技术,具有布局灵活、轻便、安装体积小、可靠性高的优点,并开展了寿命、热真空环境展开等试验,验证了天线展开技术的正确性;采用双层网结构设计形式实现天线网面成型与保持,优化了张力网节点数量,开展了型面精度测试和型面在轨热变形预示,验证了天线在轨型面精度达到亚毫米级的设计指标,进一步确保了天线在轨性能满足任务要求;天线部组件最低温度达到–250℃的超低温环境验证结果,表明天线经历超低温环境存储后,结构无损坏,性能无下降,满足天线在轨环境适应性的要求,有效地支撑了"嫦娥4号"中继星中继通信任务的顺利执行。     

空天飞行器弹道/轨道一体化设计

弹道/轨道一体化设计是解决空天飞行器发射入轨和轨道转移问题的一种全新思路。针对目前存在的空天飞行器弹道/轨道一体化设计问题,通过改进非开普勒轨道方程的方法建立飞行器在连续推力、气动力、引力以及摄动力等多种力作用下的弹道/轨道一体化设计动力学模型;提出基于轨道设计反方法的弹道/轨道一体化设计方法。其创新点主要体现在：通过整合连续推力、气动力、引力以及摄动力等多种作用力达到了统一弹道/轨道模型的目的;提出了基于傅里叶级数形状方法的轨道设计方法,该方法相比于之前的逆多项式法,可以处理带推力约束的轨道设计问题;由于在弹道段采用类似于轨道设计反方法的设计思想设计弹道,使得弹道和轨道两段轨迹的设计方法也达到了统一,致使从模型和设计方法的角度都体现了弹道/轨道设计的统一性,解决了传统分段设计方法是在不同段采用不同的模型和方法,很难体现出一体化设计思想的问题。仿真分析表明本文提出的弹道/轨道一体化设计方法是可行和有效的。     

微小卫星轨道保持的混合切换控制方法

固体微推力器阵列作为一种新型推力装置用于微小卫星轨道保持具有精度高、无燃料泄漏、冲量可调等优点,但是微推力器推力不连续的特点,使得控制系统设计时与以往的连续系统有所不同。为了充分发挥微推力器高精度的特性,采用基于混合系统的切换控制思想,建立了微推力器混合切换系统控制模型。首先,根据固体微推力器的推力特点推导了卫星离散动力学模型;其次,以李雅普诺夫稳定性定律为基础,设计了混合系统脉冲切换控制律;最后,针对小卫星轨道控制进行了仿真验证。结果表明,基于混合系统建立的控制模型能准确反映微推力器的特点,轨道保持精度能达到0.2m,而且推力器消耗量满足卫星长时间在轨运行要求。     

径向两星库仑编队队形保持自适应控制研究

研究地球同步轨道处径向两星库仑编队队形保持的自适应控制问题.建立了双星库仑编队在地球同步轨道处径向两星库仑编队动力学模型.基于建立的非线性化动力学模型,同时考虑到外部扰动和动力学模型误差等因素,设计径向两星库仑编队在地球同步轨道处的构型保持自适应控制律,并利用Lyapnuov稳定性理论证明系统的闭环稳定性.最后进行数值仿真,并与传统PID控制进行了比较.仿真结果表明提出的自适应控制律响应速度快,稳定性好,编队构型能够收敛到期望值,控制性能明显优于PID控制.     

严格回归轨道的管道导航方法研究

分析了作为参考轨道的严格回归轨道与卫星在轨运行状态的相对运动关系,提出近地遥感卫星的管道导航方法。由于参考轨道的设计只考虑高精度的地球非球形摄动,与在轨卫星的动力学环境存在差别,这导致两者之间存在切航向漂移。基于高精度的轨道动力学模型和位置确定方法,设计了卫星与参考轨道采样点的沿航向对齐算法,从而获取了卫星相对参考轨道采样点的相位时间偏差和卫星在参考轨道编队坐标系切航向平面内的相对运动轨迹,进而引入椭圆的“最小二乘适配法”获取相对运动轨迹的特征量。所研究的管道导航方法可应用于基于GNSS测量数据的卫星自主轨迹保持。     

中继卫星支持海量航天器在轨测控技术

目前中低轨的卫星在轨测控主要基于地面测控设备,当管理的在轨卫星数量持续增加时,需要不断地建设新的测控站或增加测控设备,同时由于地球遮挡限制,一个地面测控站的测控范围只占一颗卫星运行弧段的很小部分,集中在国内建设的地面测控站无法解决轨道全弧段覆盖难题。地球静止中继卫星系统的高覆盖特性和多址服务能力为近地卫星在轨测控提供了空间和频域的多重复用能力,文章从中继链路性能、多目标服务项目、多目标服务能力、覆盖特性等方面进行了详细分析,结果表明在现有的管理模式下,3颗具有多址能力的中继卫星就能管理中国目前在轨的和今后一段时间发射的所有近地卫星,这将显著降低在轨卫星对地面测控设备的需求。同时,中继多址测控服务模式可以克服现有在轨卫星管理时间域集中和应急能力差的缺陷,为卫星用户提供更多的服务手段,满足不同在轨卫星管理和使用要求,大幅提升在轨卫星的安全性和使用效率。     

基于星载GPS双频观测值的简化动力学定轨方法

论述了基于低轨卫星星载GPS双频观测值的精密单点定位技术的简化动力学定轨方法的数学模型,分析了简化动力学定轨中的关键问题--伪随机脉冲的设置问题及其对定轨精度的影响.最后结合CHAMP卫星实测GPS数据,利用简化的动力学定轨方法对CHAMP进行定轨.算例结果表明,伪随机脉冲的设置可以有效吸收力学模型误差的影响,因而定轨精度较稳定.根据一个星期的CHAMP星载GPS跟踪数据计算的CHAMP轨道,同德国慕尼黑工业大学TUM计算的CHAMP轨道相比,均方根误差(RMS)在10 cm以内.     

利用姿态测量数据确定卫星初始轨道

提出了一种利用姿态测量数据确定卫星初始轨道的新方法。姿态确定后,根据卫星姿态与位置函数的关系,可确定位置矢量的方向数。采用三个不同时刻的测量值,根据飞行时间定理和几何约束条件,得到卫星轨道的解析方程。利用微分校正法解方程即可得卫星轨道参数,最后对卫星多种姿态及飞行轨道进行了仿真计算,结果显示迭代算法收敛,证明此方法是可行的。     

卫星电源系统配置方案的优化设计

对卫星电源系统配置方案进行优化设计是减轻电源系统质量的一条重要途径。以太阳则步轨道卫星为背景,对四种典型的直接能量传输方式的电源系统配置建立了能量传递图,推出了能量平衡方程。在此基础上,建立了以电源系统的质量功率比最小为目标函数的优化模型;以降交点地方时,高峰功耗与长期功耗比和光照区与星蚀区负载长期功率比为设计变量,通过算例对这四种ＤＥＴ方式进行了优化分析比较,归纳出电源系统配置方案的优化设计结论