一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法

本文提出一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法。该方法依据实时相对位置和目标位置确定绕飞坐标系;在绕飞坐标系中,分别采用扇形轨迹和直线轨迹设计了两类接近轨迹规划策略,利用相对位置和目标位置间的夹角进行规划策略选择,以规划得到过渡目标位置,并采用CW制导进行过渡目标位置的接近控制;为保证绕飞过程中相对测量敏感器始终有效测量,还设计了姿态指向控制律使追踪航天器x轴指向目标航天器。数学仿真校验了所设计方法的有效性。     

航天器快速绕飞任务的六自由度滑模控制研究

随着航天器在轨服务的发展,快速绕飞成为当前航天任务设计的一个重要课题.快速绕飞采用受限相对运动轨迹,为了实现任务目标需要考虑航天器位置与姿态的六自由度耦合控制问题.采用滑模变结构控制理论,解决了航天器快速绕飞的六自由度推力控制问题.首先.从完全非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态运动学方程出发,建立了包含未知有界干扰的六自由度动力学模型,该模型形式简单,适用于任意偏心率的目标轨道;其次,以圆形绕飞为例,给出了任意方位快速绕飞轨迹的数学表示和任意位置期望姿态的计算模型;然后,考虑航天器形状及推力器配置,应用滑模变结构控制的趋近律方法,设计了对未知有界干扰具有鲁棒性的控制律.最后的仿真算例验证了控制律的有效性.     

航天器近距离相对运动轨迹设计与控制

航天器近距离相对运动是当前航天领域的重要研究热点。针对圆(近圆)轨道目标航天器,综合利用C\|W方程、脉冲控制和优化理论,系统地解决了航天器相对运动的轨迹设计与控制问题。从C\|W方程解析解出发,给出了自然轨迹和受限轨迹的数学描述;以此为基础,考虑碰撞避免,研究了全局绕飞轨迹和局部限制轨迹的设计与控制。对于全局绕飞轨迹,研究提出了自然椭圆绕飞、自然螺旋绕飞、单脉冲“水滴”形绕飞、多脉冲圆形绕飞和多脉冲“田径场”形绕飞五种轨迹模式;对于局部限制轨迹,研究提出了自然椭圆V\|bar限制轨迹、单脉冲 R\|bar 限制轨迹和多脉冲任意方位限制轨迹三种模式。分析了每种轨迹模式的形成过程和能量消耗,给出了每种轨迹的设计参数,利用仿真算例验证了有效性。此外,对多脉冲圆形绕飞轨迹和多脉冲任意方位限制轨迹,建立了脉冲位置和脉冲时间间隔的优化模型。
     

分布式InSAR卫星绕飞角设计与控制方法研究

针对分布式卫星绕飞轨道构型设计与控制问题,提出了基于Hill方程的绕飞构型设计算法,给出了绕飞角与升交点赤经偏差和轨道倾角偏差的关系,并分析了绕飞角的稳定性;根据分布式InSAR卫星绕飞构型特点提出了基于开普勒轨道实现特定绕飞角和绕飞半长轴的双层迭代轨道控制算法。仿真结果表明,上述方法设计的绕飞构型稳定,捕获控制策略简单可行、控制精度高,具有一定的工程参考价值。     

共面快速受控绕飞轨迹设计与控制

绕飞运动在航天器在轨服务与在轨支援、辅助航天员舱外活动、航天器编队飞行、空间交会对接等空间活动中具有重要应用。分析了快速受控绕飞的可行性和主要过程，建立了适用于目标航天器运行在圆轨道上的共面快速绕飞和进入绕飞与退出绕飞的轨迹设计模型，采用多速度脉冲控制方法和等角度，等时间控制方式对绕飞轨迹进行控制。仿真计算结果表明所提出的快速受控绕飞轨迹设计模型和控制方法可以实现对圆轨道目标航天器的共面快速受控绕飞。     

卫星快速绕飞轨迹设计与制导

快速绕飞在航天器近距离观测、空间目标识别与侦察、在轨服务与应急情况处理活动中具有重要应用。首先建立了适用于目标航天器运行在圆轨道或椭圆轨道的相对运动状态转移矩阵;然后,推导了采用多脉冲控制方法实现与目标航天器共面和异面快速绕飞、进入绕飞和退出绕飞的轨迹设计与制导的模型和算法;最后,分析了绕飞过程速度脉冲需求与绕飞参数的关系。仿真计算结果表明所提出的快速绕飞轨迹设计模型和制导算法可以用于对圆轨道或椭圆轨道目标航天器的共面或异面快速绕飞。     

小卫星编队绕飞构型运动学设计与分析研究

基于运动学的相对运动数学模型,利用物理意义更明确的绕飞方程进行了小卫星绕飞轨道的设计.根据绕飞轨道方程,重点分析了4类常用的绕飞编队构型:同绕飞轨道编队、同面同绕飞中心编队、异面同绕飞中心编队和多绕飞中心编队,总结分析了各种编队轨道设计的约束条件,获得了一般规律性结论.最后通过仿真验证了所提出的绕飞编队轨道设计方法和结论的正确性.     

一种对地姿态重定向的机动轨迹规划及控制方法

针对载荷工作时需根据目标点指向进行姿态动态调整的对地遥感卫星快速重定向问题进行了研究。鉴于综合考虑轨道运动、观测目标重定向及对目标瞄准时姿态动态调整的复杂性,首先将观测目标重定向运动解耦出来,并利用轨道系下绕欧拉轴旋转的策略进行规划,从而便于由运动学精确推导姿态机动角加速度在内的期望跟踪轨迹参量解析式;基于期望轨迹参量,设计了一种基于前馈补偿与跟踪误差线性反馈控制相结合的姿态跟踪控制器,在动力学参数确知时可实现运动学及动力学的精确补偿;进一步考虑系统离散实现及零阶保持带来的补偿误差,基于冲量等效原理对补偿算法的角加速度进行修正;最后,利用闭环与开环控制仿真对所提出方法的有效性进行了验证。     

空间目标多星多角度实时近距离三维详查研究

针对现有观测卫星近距离观测研究较少关注详查等任务特性的现状,设计分析了可实时、全覆盖、近距离观测空间目标的卫星编队构型。综合考虑绕飞相对轨道运动、传感器视场参数、旋转目标坐标转换等因素,简化了空间目标模型,将其表面进行网格离散。分析了各网格被单颗观测卫星观测的情况,统计详查覆盖率、详查最短时间,分析不同绕飞距离对任务特性的影响;设计卫星观测光轴转动策略和多星编队协同观测策略,通过数值算例分析不同策略对卫星近距离观测任务的影响。结果表明:所设计的绕飞编队观测构型可满足实时、全覆盖观测空间目标的要求,可应用于绕飞监测、协同操作等近距离空间在轨操作任务。     

伴随卫星接近绕飞的轨道控制方法研究

针对伴随卫星以共面方式接近目标星飞行、并最终实现共面绕飞这一 问题进行了研究。提出了通过轨道调相控制实现轨道接近,并且兼顾实现绕飞轨道构型参数 的方法。仿真实例表明,提出的接近绕飞轨道控制方法成功地实现了伴随卫星相对目标星的 接近和绕飞,很好地达到了绕飞轨道构型的参数指标要求。
     

小推力下卫星编队的非自然构型设计与控制

使用小推力控制可以得到许多独特的非自然卫星编队构型,主从星相对位置不变和从星圆形匀速绕飞构型是两类最典型的构型,建立了这两类编队构型的编队参数(主从星距离、空间方位和绕飞速度)与一天内燃料消耗的关系。进一步考虑存在初始误差时控制律的设计,指出PD控制律能够维持小初始误差编队构型,改进的PD控制律能够维持中等初始误差编队构型,而PD控制律和直接法相结合的混合控制律能够维持大初始误差编队构型,仿真结果验证了所设计控制律的有效性。     

一种小天体探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法

针对小天体绕飞探测过程中,探测器受到的非球形引力摄动及太阳光压等多源扰动问题,结合绕飞探测的周期性特点,提出一种小天体探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法。首先,通过迭代学习控制对小天体探测器受多源扰动影响产生的误差进行抑制,然后设计扰动观测器估计系统总扰动,构造自适应律实时估计扰动上界,进而设计控制律对总扰动进行主动补偿。最后以243Ida作为目标天体进行绕飞探测仿真分析,结果表明该控制方法能更加有效地提高小天体探测器的轨道跟踪控制精度。     

一种GEO卫星太阳光遮挡轨迹设计与控制方法

为满足未来GEO卫星空间对抗手段多样化的需求,提出了一种对太阳光进行遮挡的新型空间攻防系统.首先,分析了太阳矢量在目标航天器轨道坐标系中的运动特性,基于近距离相对运动方程设计了追踪航天器的圆锥面绕飞轨迹,推导了 N等份遮挡轨迹下的总速度增量表达式.其次,考虑非线性误差和复杂空间环境摄动的影响,采用自抗扰控制方法设计了闭...     

自主交会对接绕飞轨道的双冲量控制改进算法

绕飞轨道控制是追踪器与非合作目标进行自主交会对接的关键技术。本文针对同轨道平面的绕飞问题,根据双冲量轨道逼近动力学特性,将绕飞轨道分解为两个逼近轨道,采用有摄动情况下双冲量轨道逼近改进算法实现绕飞轨道控制。绕飞控制时,在轨道误差范围内,数次冲量累计同时施加,减少由于单次冲量小而造成的较大相对误差。最后进行了数学仿真,仿真结果表明该算法能实现绕飞轨道控制,具有设计简单、燃料消耗少的特点。     

姿轨一体化控制航天器推力器构型设计

推力器构型设计作为航天器控制系统设计的一部分,它确定各推力器在航天器上的空间方位。本文针对航天器姿态与轨道一体化控制系统进行冗余推力器构型设计,期望设计出一套姿态与轨道控制系统共用的推力器配置来实现姿态与轨道的一体化控制。文章首先分析了推力器构型设计的任务与约束条件,再分别设计各推力器的安装位置与推力方向,并得出了确保力矩幅值最大时推力器2个安装角的约束条件。仿真算例验证了该推力器配置方案的可行性。     

接近和跟踪非合作机动目标的非线性最优控制

航天器在实施对空间非合作目标的近程操作任务中,需要接近目标并保持在目标附近的特定方位,对目标指定部位随动跟踪和观测。针对非合作机动目标的接近和视线跟踪的六自由度控制问题,根据视线坐标系下的相对轨道方程和体坐标系下的相对误差四元数姿态方程,建立了航天器间近距离相对运动的轨道和姿态联合控制模型。考虑模型的非线性、时变性和计算的快速性,采用θ-D控制方法进行接近和视线跟踪的轨道和姿态联合控制。为了减小跟踪同时存在轨道和姿态机动的非合作目标的控制误差,应用Lyapunov最小-最大定理设计了θ-D修正控制器,改善非合作目标同时进行姿态和轨道机动时的控制性能。仿真验证了模型的正确性和控制器良好的跟踪性能。     

考虑单框架控制力矩陀螺性能约束的小卫星姿态星载控制

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为姿态机动控制执行机构的小卫星,在姿态机动过程中SGCMG容易陷入奇异的问题,设计了一种姿态轨迹无奇异的快速规划和跟踪控制结合的姿态闭环控制方法。将平坦微分理论应用于姿态轨迹规划,设计了一种SGCMG无奇异的姿态轨迹快速规划方法,该方法综合考虑了实际姿态机动过程中存在的轨道角速度、重力梯度力矩等环境因素的影响。建立了基于误差修正罗德里格斯参数(MRP)的姿态动力学模型,并设计了基于MRP的滑模姿态跟踪控制器。仿真分析表明:该方法能在0.8 s内快速规划出一条关于能量指标的次优平滑路径,且在该姿态路径下,SGCMG不会出现奇异饱和失效现象;姿态跟踪控制器在机动稳定状态的跟踪误差在2×10~(-4)以内。     

有限推力下相对绕飞轨道的直接形成

提出了一种有限推力下主动航天器在完成轨道转移的同时形成相对目标航天器绕飞的方法。根据以改进春分点轨道根数表示的非奇异轨道摄动方程,用变分方法将问题转化为经典的最优控制,由相对运动动力学获得主动航天器实现绕飞须满足的终端约束条件,再用非线性规划求解。给出了求解模型。理论分析和仿真结果表明,该方法理论上可行,但为减少干扰产生的偏差,还需对绕飞形成过程中的导引率进行研究。     

基于实时相对测量的航天器指向跟踪控制问题研究

针对大型挠性航天器指向跟踪控制问题,提出一种期望姿态估计方法和基于反步法的姿态跟踪控制方法。首先采用平方根容积卡尔曼滤波进行相对轨道估计,利用相对位置估计信息解算出追踪航天器观测轴指向目标航天器的期望姿态。然后基于修正Rodrigues参数描述的误差姿态动力学方程设计了姿态控制器,考虑系统惯量的不确定性设计了自适应控制律。最后将该方法应用到某空间观测任务中,仿真结果表明了方法的有效性。     

交会对接绕飞段双冲量控制方法研究

在设计交会对接绕飞段的制导方案时,除考虑燃耗因素外,轨迹安全性设计指标也应予以满足。本文基于C-W方程的经典双冲量控制策略应用于绕飞段,在以往固定时间的双冲量控制研究的基础上,分别以燃耗、轨迹被动安全性、任务恢复执行能力和初始状态偏差作为独立约束条件,利用MATLAB计算机寻优,得到逐个独立约束下的控制时间的范围,同时采取逐层缩小的方式,最终获得了满足绕飞段轨迹安全性的设计要求以及满足多种约束条件的一种可以作为绕飞段优选的控制策略的双冲量控制方法。