基于轨道动力学的椭圆轨道悬停方法

连续有限推力条件下,基于动力学原理设计了伴随卫星相对于椭圆轨道的参考卫星在任意位置实现悬停的方法。给出了对任意椭圆参考轨道实现悬停的开环控制律,推导了一个周期内的速度增量计算公式。特别分析了参考卫星为“Molniya”轨道时,实现悬停需要的控制推力及速度增量。仿真结果表明,“Molniya”轨道正下方 1 km 的悬停伴飞,一个轨道周期时间内连续有限推力发动机需要产生的速度增量为10.317 m／s。文章提出的方法也可用于椭圆轨道的空间圆或水平圆等非自然编队构型设计。     

小推力地球卫星圆轨道同轨调相设计方法研究

在研究小推力地球卫星圆轨道同轨调相任务设计问题的基础上,提出了一种半解析调相参数分析方法,并据此发展了一种高效的精确设计方法.首先,根据推力方向对卫星相位角的影响规律,采用推力方向假设和轨道平均技术推导了调相轨道参数满足的函数关系,通过微分修正可快速获得调相轨道的关键参数;然后,基于摄动轨道动力学模型,通过对控制量进行离散化建立了复杂约束条件下的燃料最省调相轨道设计模型,并以初始分析结果为初值,采用序列二次规划算法进行求解;最后,以地球同步轨道调相任务为例对所提方法进行了数值验证.数值仿真结果表明:提出的初始分析方法可为调相轨道设计提供合理的初值猜测,发展的鲁棒设计方法可有效用于摄动模型复杂约束下的小推力调相轨道设计.     

一种常值推力作用的轨道机动优化设计策略

针对常值推力作用的航天器轨道机动优化设计问题开展研究,推导了航天器三维空间轨道机动动力学模型,对动力学模型各参数进行无量纲化处理以防止计算过程中出现奇异。提出了一种先轨道等待再轨道机动的优化设计策略,航天器先在初始轨道上无动力飞行一段时间进行轨道等待,然后寻找一个最优时刻施加推力再进行轨道机动。该策略将航天器的最优等待时刻和轨道机动过程中的最优控制量作为整体统一进行优化。通过基于分段积分技术的多重直接打靶法将原先复杂的轨迹优化设计问题转化为每个子时间区间的非线性规划问题,采用内点法进行求解。仿真验证了本文优化设计策略的有效性。     

基于SQP方法的常推力月球软着陆轨道优化方法

月球软着陆是未来月球探测中的一项关键技术。针对这项技术，本文给出了一种基于SQP方法的常推力月球软着陆轨道优化方法。该方法通过将常推力月球软着陆轨道离散化，利用离散点处状态连续作为约束条件，把常推力月球软着陆轨道优化问题归结为一个非线性规划问题，对于此问题的求解，其初值均为有物理意义的状态和控制量，从而避免了采用传统优化方法在解决此优化问题时对没有物理意义变量初值的猜测。最后，利用SQP方法求解了此轨道优化问题。仿真计算结果表明这种离散化的方法应用于此轨道优化问题可以避免传统轨道优化方法对初值敏感的问题。     

利用连续推力的人工太阳同步轨道设计方法

针对人工太阳同步轨道的设计方法进行研究,通过施加法向连续推力调整升交点赤经（RAAN）变化率。首次推导了升交点赤经在变方向推力作用下的周期摄动平均值的精确计算公式,解决了已有近似方法对相关轨道参数的取值范围存在限制的问题,并给出了对应的轨道倾角周期摄动平均值计算公式。在分析J2项摄动对升交点赤经影响的基础上,给出了所需的法向连续推力幅值和一个轨道周期内对应的速度增量的计算方法。通过数值仿真,校验了计算公式的正确性,分析了实现人工太阳同步轨道的连续法向推力对轨道倾角的影响,给出了连续推力幅值随轨道参数的变化规律,并且提出了未来工程任务的应用建议。     

动力学补偿受控卫星轨道确定算法(英文)

受控卫星动力学模型中推力加速度的量级远远高于其他摄动的误差量级,观测量主要反映受控卫星动力学模型的误差。本文以跟踪和精确定位空间机动目标为目的,给出基于地面雷达观测,实时估计推力加速度,修正卫星动力学模型的轨道确定算法。通过建立连续推力控制过程变质量动力学模型,给出常推力变加速度满足的运动学微分方程; 建立变加速度估计系统状态方程,和扩展卡尔曼滤波轨道确定算法; 并给出连续推力控制卫星运动状态关于推力加速度的变分运动方程; 实际飞行控制应用表明: 利用地面测量数据,实时估计推力加速度并补偿系统动力学模型,解决了连续受控卫星轨道精确确定问题。     

闭路制导在小型固体运载火箭中的应用

固体运载火箭发动机推力偏差和秒耗量偏差大,导致关机点时间偏差也大,因此偏差轨道和按标称值飞行的标准轨道之间偏差大,传统的摄动制导难以满足对卫星高入轨精度的要求。针对固体运载火箭的上述特点,本文提出具有工程意义的闭路制导方法。实现闭路制导的关键之一是需要速度的求解。本文根据运载火箭的实时飞行状态和卫星轨道元素之间的关系推导出简单实用的需要速度,并应用于发射近圆轨道卫星的小型固体运载火箭的闭路制导控制中。经过数学仿真验证,证明本文中的方法在各种干扰下均具有较高的精度。     

GEO混合推力机动目标跟踪IMM算法

针对交互多模型(IMM)算法求解地球静止轨道(GEO)卫星混合推力机动目标跟踪问题时模型匹配难、模型转移概率近似平均和响应速度慢的问题，从交互模型集构建和模型转移概率自适应设计两个方面出发提出一种改进IMM算法。该方法通过考虑无机动、脉冲机动和有限推力机动三种模式，构建了覆盖目标机动状态的交互模型集，提高了模型与机动目标实际运行状态的匹配度；采用一种基于加速度估计自适应修正的模型交互概率修正方法，提升了算法对目标机动状态的响应速度和跟踪精度。仿真结果表明，所提算法是解决混合推力模式下的GEO机动目标跟踪问题的有效手段，在收敛速度和收敛精度等方面与传统方法相比有较大提高。     

一种月球飞船动力下降预测制导方法的研究

研究了一种月球飞船动力下降段的预测制导方法。首先在轨道平面内建立了月球飞船飞行力学模型;然后基于开普勒轨道力学,由飞船当前飞行状态预测其落月位置和速度,以及相应的剩余飞行时间。设计了切向和法向解耦的闭环制导律。切向制导律根据预测的落点速度偏差和剩余飞行时间形成切向推力控制量来控制飞船速度大小,以消除落点速度偏差。法向制导律根据预测的落点位置偏差形成法向推力控制量,来改变飞船速度方向,以消除落点位置偏差。所设计的预测制导律,通过解析解预测落点状态,比传统的基于数值计算的预测方法在线计算量小,易于实现。数值仿真验证了该制导律的有效性。     

基于预测零控脱靶量的拦截器中制导段导引

针对三维空间内的高速飞行目标,提出了一种基于预测零控脱靶量的中制导段导引方法。建立了拦截器与目标的相对运动关系模型,分析了确定修正轨道的约束条件,并在此基础上推导出修正轨道根数的计算方法。同时根据待增速度给出了推力定向和推力发动机工作时长的确定方法。仿真结果表明,该方法能有效实现拦截器中制导段的制导控制。     

卫星编队飞行的无速度测量非线性鲁棒控制

本文基于带有界干扰的线性动力学模型，研究了卫星编队飞行中的相对位置控制问题。首先，在线性二次型最优控制的基础上，设计了一种非线性控制律，并使用李雅普诺夫稳定性理论证明了系统的稳定性。接着，通过对线性系统状态观测器进行改进，得到了一种非线性速度观测器，观测误差被证明是渐近收敛的。观测器与控制律的结合实现了无速度测量的控制，闭环系统被证明是渐近稳定的。文末的数值仿真验证了理论分析。     

反舰弹道导弹一体化协同制导与控制

为提高我国火箭军对海上慢速移动目标的精确打击能力和反舰弹道导弹的突防能力,本文针对“领弹-从弹”构型的多反舰弹道导弹一体化协同制导与控制(ICGC)问题,首先通过对数学模型的变换,将一体化协同制导与控制问题提炼为一类高阶带扰动非线性多智能体系统的协同一致性算法的设计问题。其次,针对“领弹-从弹”构型的多反舰弹道导弹系统,在动态面控制(DSC)的框架下,基于一致性理论和结合扩张状态观测器(ESO)理论,设计分布式一体化协同制导与控制律。之后,对闭环系统的稳定性和收敛特性进行了严格的理论证明与分析,并取得收敛条件。一体化协同制导与控制律保证从弹在位置和速度上协同一致地趋近于期望空间构型,并使得从弹有和领弹近乎相同的攻击角度。最后,通过数字仿真对一体化协同制导控制律进行仿真校验。     

导弹敏捷转弯段的新型非奇异终端滑模控制

针对具有快时变性、不确定性、强非线性和系统初始状态远离平衡点等特点的敏捷导弹的直接力/气动力复合控制律设计问题,提出了一种新型非奇异终端滑模控制方法。为缩短到达平衡态的时间,设计了一种组合非奇异终端滑模面,提高了系统状态在滑模面上的收敛速度,设计了改进的变系数双幂次趋近律,提高了系统状态到达滑模面的速度,并利用扩张状态观测器实时估计系统内外扰动,消除了观测误差对系统造成的干扰,抑制了抖振。最后,证明了所提方法的有限时间收敛特性,通过仿真对比校验了所提方法的有效性。     

大型挠性航天器的鲁棒模型预测姿态控制

针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处理大型挠性附件振动对中心刚体姿态造成的扰动,针对带有扰动的挠性航天器实际姿态控制系统,设计由最优状态与实际系统状态的误差构成的辅助反馈控制器,使实际系统状态维持在以标称轨迹为中心的“管道”(Tube)不变集内,并驱使实际系统状态到达标称轨迹上,最终沿着标称轨迹到达平衡点。仿真结果表明,在鲁棒模型预测控制的作用下,实现了姿态角的快速精确跟踪,有效地处理了由大挠性附件振动对中心刚体姿态产生的扰动,增强了系统的鲁棒性。     

采用Gauss伪谱法的小推力日-火Halo轨道转移优化设计

针对日-地Halo轨道到日-火Halo轨道的小推力轨道转移问题,给出一种基于不变流形理论和Gauss伪谱法的优化设计方法。首先,在日心惯性坐标系中建立小推力轨道优化模型,并基于不变流形理论给出轨道转移中流形出口和入口的选择原则,应用该原则在日-地系统中选择流形出口,在日-火系统中选择流形入口,并将其作为轨道转移的初末状态;然后基于Gauss伪谱法将最优控制问题离散化为非线性规划(NLP)问题,并采用基于逆多项式的形状算法给出了NLP初值的计算方法;最后对该轨道转移问题进行了数学仿真。仿真结果表明：Gauss伪谱法可有效用于小推力日-火Halo轨道转移的优化,且采用逆多项式形状算法得到的初值具有初始误差小,使得NLP收敛速度快的特点。     

某空间伸杆机构的摩擦补偿及反步自适应控制

面向某新型大伸展(收拢比)、高载荷(自重比)伸缩式空间伸杆机构的实际应用需求,研究其低速伸展过程中摩擦力矩补偿及其反步自适应控制方法。考虑伸杆伸长量等各种因素引起的摩擦力矩变化,将其等效描述为摩擦变化系数的影响,由此得到LuGre改进模型的摩擦表征。在此基础上,设计基于摩擦力矩补偿的反步自适应控制器,以补偿和抑制模型不确定性和摩擦影响。最后通过仿真校验表明,该方法不依赖精确的动力学模型,能够在保证鲁棒性的前提下有效提高系统控制性能。     

卷弧翼火箭弹圆锥运动收敛速度计算方法

为研究卷弧翼火箭弹圆锥运动稳定情况下的收敛速度,以章动角坐标系下描述其运动性态的微分方程组为基础,运用小偏差线性化方法和劳斯判据得到了卷弧翼火箭弹圆锥运动的渐近稳定性判别条件.在满足该条件的情况下,推导了圆锥运动收敛速度的通用计算公式,并指出圆锥运动的过渡过程是指数收敛过程和振荡收敛过程的叠加.算例表明,该计算公式所得结果与原非线性方程组所得结果吻合较好.最后,指出只适用于小锥角情况是该方法的局限性,并给出了进一步的研究方向.     

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境，进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制／动量管理系统全实物仿真研究。推导了大型航天器姿态控制／动量管理系统数学模型。设计调试了实物仿真系统。研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题。证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性。通过大型航天器姿态控制／动量管理系统实物仿真，检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性。