基于UKF参数估计的地月自由返回轨道设计

为快速简便地设计地月自由返回轨道,提出了一种基于UKF参数估计算法的地月自由返回轨道设计方法。该算法不仅避免了传统数值方法推导相关梯度矩阵的复杂性,而且只需基于地月系统二体模型给出猜测初值,从而显著降低了自由返回轨道设计的难度,将地月自由返回轨道对应的两点边值问题的求解转化为参数估计问题,该算法可以得到高精度模型下收敛的精确解。数值仿真结果表明:该算法结构简洁,求解效率较高,所得结果精确且具有良好的鲁棒性,可以作为地月自由返回轨道设计的一个有力工具。     

航天器受迫绕飞构型设计与控制

针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求,研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W(Clohessy-Wiltshire)方程的解析解,提出了双水滴拼接绕飞构型,并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计;推导了伴随航天器初始状态变量与绕飞构型形状参数的关系,得到了4种构型的解析表达式和脉冲控制策略。通过数值仿真算例验证了设计的4种绕飞构型能够实现伴随航天器的慢速绕飞和快速绕飞,比较了不同绕飞构型的燃料消耗和绕飞距离误差。数值结果表明,双水滴拼接绕飞构型总脉冲最小。研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。     

基于多目标粒子群算法的导航星座优化设计

导航星座的设计涉及诸多优化变量的选取,优化设计的目的是选取合适的优化变量使导航星座最大程度地满足人们需求。提出了将导航性能和卫星生产成本作为目标对导航星座进行多目标优化设计的研究方案,导航星座基本构型为中轨道(MEO)与地球静止轨道(GEO)卫星组成的混合星座,MEO卫星用于全球导航,GEO卫星用于增强星座对中国及周边地区的导航性能。探讨了MEO和GEO的轨道设计思路。阐述了星座导航性能与卫星生产成本的计算方法,并选取定位精度因子(PDOP)作为导航性能指标。介绍了基本粒子群算法和多目标优化的概念,提出了改进的多目标粒子群算法(MOPSO),给出了该算法的计算步骤和测试结果。讨论了导航星座多目标优化设计的数学模型,列举了优化设计变量的定义域,采用MOPSO算法对导航星座进行了多目标优化设计,通过分析优化设计结果,说明了导航星座多目标优化设计方案的可行性。     

应用变速控制力矩陀螺的微小卫星大角度姿态机动控制

研究了变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的微小卫星多目标快速姿态机动的控制问题.控制力矩陀螺(CMG)可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为微小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力,这有助于微小卫星变得更加机动灵活.首先建立了以变速控制力矩为执行机构的航天器姿态动力学模型,采用修正Rodrigues参数描述姿态.在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器.以采用VSCMG为执行机构的某微小卫星为例进行了数值仿真,结果表明卫星在机动中达到了快速和稳定的要求,提出的非线性姿态反馈控制器有很好的鲁棒性和有效性.      

基于星间测量的卫星星座 自主导航算法

自主导航能力是新一代导航星座的重要特性,利用卫星星间相对测量实现星座自主导航,是实现导航星座自主运行的基础.基于相对测量的导航卫星自主导航问题,将导致测量方程和状态方程的高度非线性,对导航算法提出了新的要求.在总结前人工作的基础上,提出了一种星载导航算法方案:利用三颗卫星之间的相对矢量在惯性空间的投影作为测量量,利用高精度星载轨道预报器作为系统的状态方程,使用SRUKF(Square Root Unscented Kalman Filter)滤波算法同时对三颗卫星的位置进行估计.仿真结果表明,该方案具有可行性,并且当轨道预报器的精度较高时有可能在100d内实现5m的导航精度.      

基于混合Gramian的柔性航天器保结构平衡降阶

对于柔性航天器动力学方程的降阶问题,传统的内平衡降阶方法破坏了原方程的动力学结构.为了解决这一问题,提出了一种牺牲严格内平衡状态,而保留原系统动力学特性的近似内平衡降阶方法.该方法利用混合Gramian描述系统的模态价值,针对柔性航天器动力学方程的特殊形式,给出了混合Gramian的闭合解析解.该方法得到的降阶模型可以保留原系统包括二阶结构,对称和正定性在内的所有动力学特性.数值算例表明该方法不但可以达到与传统一阶内平衡方法相当的降阶精度,而且降阶速度有大幅度提升.      

共享星位式静止轨道卫星群构形简析

共享星位式静止轨道卫星群（Ｃｏ－ｌｏｃａｔｅｄＧｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙＳａｔｅｌｉｔｅｓ）共占一个星位以完成对地通信任务。在这种共享星位的方式下每颗卫星间的位置差异很小,整个卫星群在经度和纬度方向上的允许偏差通常小于±０．１°。在这个范围内必须对卫星精确控制。经典的Ｃ－Ｗ方程形式简单,便于分析,但它的结果不能精确地反映卫星的相对运动,因而不宜用来研究共位式静止卫星群的几何构形及其控制。作者给出了一组修正的Ｃ－Ｗ方程以弥补其不足;并且根据卫星群偏心率与倾角综合的分离思想,讨论了两种策略,使得卫星群的构形可通过每个成员的轨道要素简单表出。适当调整每颗卫星的轨道要素可以保持卫星群的构形在空间不变,或者对地（近赤道观测站）不变。     

远程导引变轨方案修正算法

为在实际摄动条件下由远程导引变轨方案初始设计结果实现追踪航天器与目标航天器的交会,提出了一种修正变轨方案。将初始多脉冲式变轨方案转换为有限推力式并作修正,取远程导引结束时刻追踪与目标航天器间的相对轨道要素为目标函数,采用J2,J3,J4解析轨道预报器对目标函数计算需要的轨道进行预报,以历次变轨开始时刻、结束时刻和推力方向为优化变量,用边界约束有限存储BFGS(L-BFGS-B)优化算法获得的最优解为修正后的变轨方案,可消除摄动模型误差。算例结果表明,经转换和修正所得有限推力式变轨方案能在实际摄动条件下实现追踪航天器与目标航天器的交会。     

基于分段常值的全电推进GEO卫星制导策略

电推进技术因其比冲高的技术特点在GEO轨道转移中应用可大大减少燃料质量，提高有效载荷质量比，延长任务寿命等。针对全电推进GEO卫星入轨的轨迹优化和制导问题，首先利用间接法获得小推力燃料最优GEO轨道转移的数值解，提出一种多项式曲线拟合最优轨迹的方法，多项式曲线形式简单，可作为参考轨道在星上存储和使用。在多项式参考轨道的基础上，建立了一种分段常值推力跟踪参考轨道的闭环制导策略，在常值推力条件下，轨道要素控制量与控制力有解析关系，简化了制导律设计；将多圈轨道转移问题分解为多个单圈轨道优化问题。结果显示，本文提出的分段常值跟踪制导策略跟踪精度高，和最优轨道相比多消耗7%的燃料。本制导策略控制结构简单，易于工程实施。     

一种多任务导航星座设计方法

在分析多任务导航星座中心任务和附加任务的基础上,用n 1重覆盖率评价星座对地面的覆盖性能,基于运筹图论对多任务星座设计及选星方案进行了研究。仿真结果表明,由该法确定的选星方案可满足多任务星座的使命要求。