卫星授时与时间传递技术进展

近年来,卫星导航技术发展迅速.卫星导航系统以精密时间测量技术为基础,实现了伪距测量,进而实现定位.同时,卫星导航系统还提供了高精度授时功能.综述了卫星导航系统的授时和时间频率传递技术、基于通信卫星的授时技术以及双向卫星时间频率传递(TWSTFT)技术等.随着我国北斗卫星导航系统(BDS)的建成和提供服务,BDS授时应用...     

基于Gauss伪谱法的UCAV对地攻击武器投放轨迹规划

研究无人作战飞机(UCAV)在对地攻击阶段的武器投放轨迹规划问题.针对传统方法在处理复杂的飞行器运动学、动力学约束上存在的困难,提出了一种基于Gauss伪谱法(GPM)的求解策略.首先,为了最大程度地逼近实际飞行环境,对UCAV的气动力特性、发动机推力特性、油耗特性及大气环境特性进行了高精度拟合,并充分考虑了飞行器各种...     

基于协同进化粒子群和Pareto最优解的卫星编队队形重构方法

针对卫星编队自主队形重构问题,提出了基于协同进化粒子群优化(CPSO)和Pareto最优解的求解方法.首先,使用Legendre伪谱法(LPM)将队形重构问题离散化为非线性规划(NLP)问题;其次,根据卫星编队的特点及碰撞规避的需要,使用CPSO算法对重构问题采用既独立又集中的求解方式,避免了传统优化方法对梯度的求解;...     

编队卫星队形重构防碰撞最优轨迹规划

 针对编队卫星队形重构的轨迹规划问题,提出了直接配置混合整数线性规划(DCMILP)方法。首先将卫星编队飞行问题进行简化,整个过程使用线性化描述;继而将三阶Simpson方法扩展至编队卫星的队形重构过程中,将各卫星的状态量和控制量在各节点处离散化;然后根据目标函数及碰撞规避问题等各种约束条件,将整个过程转化为混合整数线性规划问题,从而可以找到该非凸问题的全局最优解。最后,通过对三维和二维两组编队卫星队形重构进行仿真,由结果可以看出,与传统方法相比该方法快速有效,能够满足实时性的要求,使得卫星编队的自主运行成为可能。     

导航卫星载波相位模糊度自主解算方法

当有4颗以上导航卫星同步观测航天器(卫星、导弹)时,本文提出应用自主定位和自校准技术来自主解算导航卫星载波相位整周模糊度的方法,并以此获取航天器的高精度飞行轨道。     

Satellite formation reconfiguration and station-keeping using state-dependent Riccati equation technique

The current paper presents optimal reconfigurations and formation-keeping for formation flying satellites. The state-dependent Riccati equation (SDRE) technique is utilized as a non-linear controller for both the reconfiguration problem and formation-keeping problem. For the SDRE controller, a state-dependent coefficient (SDC) form is formulated to include non-linearities in the relative dynamics and J₂ orbital perturbation. The Taylor series and a transformation matrix are used to establish the SDC form. Optimal reconfiguration trajectories that minimize energy in satellite formation flying are obtained by the SDRE controller and compared with those obtained from a linear quadratic regulator (LQR) and a linear parameter varying (LPV) control method. It is illustrated that the SDRE non-linear controller of the current study obtains relocation accuracy of less than 0.1% of formation base-line length, while the LQR controller and LPV controller yield relatively large relocation errors. The formation-keeping controller developed using the SDRE technique in the current study also provides robustness under severe orbital perturbations.     

北斗空间信号误差统计特征及描述方法研究

通过对比北斗卫星导航系统(BeiDou Navigation Satellite System,BDS)广播星历与事后精密星历,提取了轨道和卫星时钟误差。基于北斗轨道误差及北斗卫星时钟误差统计特征分析,构建区别于全球定位系统(Global Positioning System,GPS)的BDS空间信号用户测距误差(Signal-In-Space User Range Error,SISRE)描述方法,对BDS广播星历中用户测距精度(User Range Accuracy,URA)进行了验证。6个月的北斗数据测试结果表明,北斗GEO、IGSO和MEO卫星的URA分别为3.0m、1.9m和1.6m。     

一种基于信息一致性的卫星编队协同控制策略

提出一种基于信息一致性的分布式协同控制策略,实现了卫星编队的构型建立、保持与整体机动。首先根据编队各星的初始相对状态,应用一阶一致性算法,协商估计出编队整体系统基准参考点的相对状态;再根据编队整体系统模型预测方程,以凸优化方法规划出期望重构机动路径;之后设计了基于二阶一致性算法的反馈协同控制律,使各星彼此协同地跟踪期望路径与构型、整体机动参考信息,并证明了系统的稳定性。仿真结果表明:只要在基准参考点一致性估计过程中信息拓扑图中存在最大生成树,该策略就能实现卫星编队的协同机动;反馈协同控制律能有效消除相对初始状态误差与地球非球形摄动J2项引起的各星状态偏离,并具有较好的容错性;与传统方法相比,本文方法在燃料消耗总量与均衡性方面均有所改善,且在构型快速建立或重构时,燃料消耗总量方面优势较为明显。     

近地卫星严格回归轨道保持控制

研究了近地卫星基于严格回归参考轨道的轨道保持控制方法：将卫星编队理论引入单星绝对轨道保持控制,提出了"虚拟卫星编队"的概念,分析了卫星轨道相对于参考空间轨迹在轨道摄动情况下的偏离状态及变化趋势,然后根据卫星编队相对运动学,推导出了偏离状态与虚拟卫星编队构形参数之间的对应关系,并设计了以轨道参数超调、偏置及阈值触发为特征的管道保持控制策略。数值仿真结果表明,使用该控制策略能够将卫星轨道保持在以空间参考轨迹为中心的轨道管道内,并且有效减少了因周期性轨道摄动波动造成的管道保持控制量和控制频次。研究成果对于有空间轨迹回归要求的卫星轨道保持控制具有指导意义。     

TSTO运载器一级返场轨迹优化设计与在线生成

对水平起降两级入轨（TSTO）运载器一子级返场轨迹优化和轨迹在线生成问题进行了研究。首先，给出了较独特的一子级再入轨迹设计策略：先给定侧向剖面，再分段优化求解三维轨迹。针对返场过程的大幅转向需求，设计了形式简单的倾侧角-航向角偏差剖面，并定义了具有不同任务的航向转弯段和航向微调段；针对一子级宽速域气动变化显著特点，为避免轨迹跳跃，定义了增高减速段和下降滑翔段，并采用分段优化策略求解三维轨迹。其次，针对分离扰动造成的一子级初始状态偏差，扩展了自适应高维伪谱插值（AMPI）算法的参数空间，并将其应用于返场轨迹在线生成问题。仿真结果表明，设计的倾侧角剖面能够在倾侧角不翻转的前提下调整飞行航向对准着陆场，设计的分段优化策略能够保证高度曲线平稳无跳跃，采用的自适应高维伪谱插值算法能够在分离扰动影响下快速准确地实现在线轨迹生成。     

Reentry trajectory optimization for hypersonic vehicle satisfying complex constraints

The reentry trajectory optimization for hypersonic vehicle（HV）is a current problem of great interest.Some complex constraints,such as waypoints for reconnaissance and no-fly zones for threat avoidance,are inevitably involved in a global strike mission.Of the many direct methods,Gauss pseudospectral method（GPM）has been demonstrated as an effective tool to solve the trajectory optimization problem with typical constraints.However,a series of diffculties arises for complex constraints,such as the uncertainty of passage time for waypoints and the inaccuracy of approximate trajectory near no-fly zones.The research herein proposes a multi-phase technique based on the GPM to generate an optimal reentry trajectory for HV satisfying waypoint and nofly zone constraints.Three kinds of specifc breaks are introduced to divide the full trajectory into multiple phases.The continuity conditions are presented to ensure a smooth connection between each pair of phases.Numerical examples for reentry trajectory optimization in free-space flight and with complex constraints are used to demonstrate the proposed technique.Simulation results show the feasible application of multi-phase technique in reentry trajectory optimization with waypoint and no-fly zone constraints.     

空间环境对超低轨道卫星轨迹规划的影响

针对超低轨道卫星受空间环境影响显著,对特定目标的轨迹规划难度大的问题,分析了经验大气模型中空间环境参数预报的预报误差以及空间环境参数预报对轨迹规划的影响.在目前空间环境参数预报的误差特性的基础上,建立了轨道控制量和空间环境参数双变量的轨迹评估规划的算法,通过轨迹规划评估后选取最优轨迹规划方案.该算法能够很好地适应空间环境参数的变化,降低空间环境参数预报误差带来的轨道控制风险.目前,该算法已在某超低轨道卫星的轨迹规划中得到成功应用,对需要考虑空间环境因素影响的较低轨道卫星的轨迹规划与控制具有一定的借鉴意义.     

Analytical solutions for Earth discontinuous coverage of satellite constellation with repeating ground tracks

This paper presents an analytical model for calculating the Earth discontinuous coverage of satellite constellation with repeating ground tracks by integrating and extending the application of coverage region and route theory. Specifically, the visibility condition for a ground point is represented as a coverage region in the two-dimension map of visibility properties, and the trajectories of satellites with circular orbits and repeating ground tracks are converted to several inclined lines in t...     

基于变结构控制器的敏捷卫星姿态机动方法

随着遥感卫星观测能力的逐步提升,对卫星敏捷机动能力提出了更高的要求。针对敏捷卫星大角度姿态机动问题,以6个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)组成五棱锥构型的姿态控制系统执行机构,在构建敏捷卫星姿态运动数学模型以及设计SGCMG系统操纵律的基础上,对卫星绕Euler轴进行姿态机动的角轨迹进行规划,并设计了一种基于误差四元数与误差角速度的变结构控制器。仿真及在轨验证结果表明,该控制器能够完成规划轨迹的良好跟踪且具有较强的鲁棒性,研究成果对敏捷卫星姿态控制系统的设计具有重要的参考意义。     

Strategies for in-orbit calibration of drag-free control systems

Drag-Free Satellites (DFS) are a class of scientific satellite missions designed for research on fundamental physics as well as geodesy. They consist, basically, of a small inner satellite (test mass) located in a cavity inside a larger satellite, the normal one. The Drag-Free Attitude Control System (DFACS) is the most complex technology on-board these satellites. This key technology allows the residual accelerations on experiments on board the satellites to be significantly reduced. In order to achieve this very low disturbance environment (for some missions <10⁻¹⁴ g) the drag-free control system has to be optimized. This optimization process is required because of uncertainties in system parameters that demand a robustness of the control system. This paper will present approaches for in-orbit calibration of drag-free control systems. The discussion includes modeling, with scale factors and cross couplings, possible excitation signals, comparison of different parameter identification/estimation methods as well as simulation results.     

小卫星/小运载可重构多核计算机设计

通过共用小卫星与小运载的电子系统,能够降低卫星发射成本、实现卫星与运载的快速集成及测试、减少卫星的发射与入轨时间,从而达到快速响应自然灾害等突发事件的目的。传统航天器电子系统难以兼顾运载段任务的高实时性和在轨段任务的高可靠性要求,因此本文将多核处理器技术、可重构技术和航天器电子系统设计相结合,提出了基于可重构技术的小卫星/小运载多核计算机设计方案。该设计方案分为运载和在轨两种工作模式,通过现场可编程门阵列(FPGA)的快速重构来实现计算机两种工作模式的快速切换。其中运载模式将FPGA配置成并行构架的三核处理器,通过3个处理器并行计算来提升计算机的处理能力;在轨模式将FPGA配置成冗余构架的三核处理器,通过3个处理器互为冗余备份来提升计算机的长期可靠性。经过基于Markov过程理论的系统可靠性分析,表明系统在轨段的长期可靠性得到显著提升。同时经过地面半物理仿真系统仿真测试,运载段的控制周期可以达到10ms,满足运载段任务的实时性要求。     

非合作目标交会的双层MPC全局轨迹规划控制

针对空间非合作目标近距离视线交会中的全局最优鲁棒轨迹规划与控制问题,提出了基于高斯伪谱方法（GPM）和线性时变模型预测控制（LTVMPC）的双层模型预测控制（MPC）算法。在轨迹规划方面,以视线坐标系下的相对轨道动力学为模型、能量最少和控制精度最优为性能指标构建最优控制问题,利用GPM精度高、收敛速度快的特点将最优控制问题转化为易于求解的全局非线性规划问题,在MPC框架下求解得到全局最优的标称轨迹,克服了传统的MPC不适用于全局大范围非线性规划的缺点;在轨迹跟踪控制方面,考虑预测时域内状态转移矩阵的时变特性,设计了LTVMPC算法对标称轨迹进行追踪,避免了存在不确定性时轨迹的重规划,从而降低在线计算量,保证算法在线自主实施,并且采用滚动优化的策略使算法对不确定性具有鲁棒性。由于规划层和控制层考虑的约束相同,因此规划的轨迹是可控、可达的。数字仿真表明,在燃料消耗和交会时间等方面,提出的方法均显著优于传统的MPC方法,相较于传统的MPC方法,新算法的交会时间减少50%左右,燃料消耗降低30%以上。     

基于预置动压的高超声速飞行器上升段轨迹设计

针对高超声速飞行器燃料最省上升轨迹的研究问题,为实现高超声速飞行器的燃料最省上升轨迹快速求解,对定动压情况下高超声速飞行器上升段轨迹特性进行了研究分析,给出了定动压情况下高超声速飞行器燃料最省上升轨迹的快速反解方法,总结分析了不同定动压下的上升轨迹特性,并在此研究的基础上提出了基于预置动压的高超声速飞行器上升段轨迹设计方法。该方法可以通过设计燃料最省的动压曲线,反解出该预置动压下的上升轨迹参数,得到一条近似燃料最省最优解的轨迹。仿真结果表明,经过解算得到的上升轨迹结果与高斯伪谱法得到的最优上升轨迹结果基本相似。     

基于改进Gauss伪谱法的高超声速飞行器航迹规划

针对使用传统Gauss伪谱法(GPM)求解航迹规划问题时计算复杂的问题,提出了基于两点间经纬度坐标变换的改进GPM高超声速飞行器滑翔段航迹规划方法。对经纬度坐标进行处理,以经纬度变换代替时域变换改进GPM,规划两点间的航迹。仿真结果表明,改进后的算法能够准确、高效地规划出一条合理的航迹,满足飞行约束条件。     

An LMI-based decoupling control for electromagnetic formation flight

Electromagnetic formation flight(EMFF) leverages electromagnetic force to control the relative position of satellites. EMFF offers a promising alternative to traditional propellant-based spacecraft flight formation. This novel strategy is very attractive since it does not consume fuel. Due to the highly coupled nonlinearity of electromagnetic force, it is difficult to individually design a controller for one satellite without considering others, which poses challenges to communications.This paper is devoted to decoupling control of EMFF, including regulations, constraints and controller design. A learning-based adaptive sliding mode decoupling controller is analyzed to illustrate the problem of existing results, and input rate saturation is introduced to guarantee the validity of frequency division technique. Through transformation, the imposed input rate saturation is converted to state and input constraints. A linear matrix inequalities(LMI)-based robust optimal control method can then be used and improved to solve the transformed problem. Simulation results are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed decoupling control.