考虑J_2摄动作用的异面椭圆轨道双冲量交会轨道修正方法

重点研究了地球扁率J2摄动作用对固定时间双冲量异面椭圆轨道交会运动的影响以及相应的轨道修正方法.根据摄动理论,利用Eneke法计算了J2摄动作用引起的实际飞行轨迹与理论标称轨迹之间的位置偏差.在此基础上,提出了通过修正预定的交会位置来修正转移轨道偏差的控制方法.通过仿真计算,对修正前后的位置偏差进行了仿真分析,结果表明,文中提出的轨道修正方法能够有效地减小摄动作用引起的制导误差,且方法简洁、易于实现.     

基于开普勒二体运动修正地球扁率J2摄动项算法

为了解决远程飞行器虚拟目标点的地球扁率J2摄动项修正的技术难点,提出一种基于开普勒二体运动推算地球引力模型J2摄动项的间接补偿的方法.该算法由基于二体运动时间推算J2摄动项飞行时间的计算模块和基于二体运动J2摄动落点修正2个计算模块构成.通过算法设计和数学仿真验证了算法的正确性,其中仿真结果表明,该算法有效解决地球扁率造成的虚拟目标点计算精度不足的问题,在算法层面与传统的地球扁率修正方法相比具有计算简单和计算速度快等优点,同时保证虚拟目标点计算达到精度要求.     

弹道导弹自由段解算的等高约束解析解

在状态空间摄动法的基础上，提出了求解终端为高度约束的弹道导弹自由段轨迹的方法，导出考虑J2项摄动的运动参数等高偏差解析解，并提出利用已有的等地心距偏差公式近似的思路。和其它解析方法相比，所提方法计算精度高，无须迭代。算例证明：解析方法的计算精度在50米以内，可以满足诸元和制导计算的要求。     

考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法研究

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因素计算在与该速度增量等效的连续推力作用下空间飞行器的实际位置,利用实际位置与目标位置的偏差构造虚拟目标点,通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令,空间飞行器接收并执行该指令进行轨道修正。仿真表明该轨道修正制导方法制导精度较高。     

摄动椭圆参考轨道的相对运动状态转移方程

当面质比不同的主从卫星在近地轨道上作编队飞行时,大气阻力摄动和J2项摄动就成为影响编队队形的两个最主要的因素,这样描述相对运动的状态转移方程必须考虑这两项摄动。该文利用相对轨道要素法推导了包含J2项摄动和大气阻力摄动参考轨道为椭圆的卫星编队相对运动较精确的状态转移方程。当主从卫星的面质比相等时大气阻力摄动对卫星编队队形的影响很小而可以忽略,这样上面的状态转移方程可以化为更简单的形式。仿真结果表明该状态转移方程能较精确的预测编队飞行的相对运动。     

基于正则摄动理论的无动力飞行器末段制导方法

以无动力飞行器末制导问题为研究对象,用正则摄动理论对其纵向弹道方程进行处理。在零阶方程中考虑重力和气动力的主导部分,在一阶方程中考虑重力和气动力的剩余部分,进而获得了弹道方程的解析解,仿真证明了该解析解具有较高的计算精度和计算效率。基于弹道解析解所获得的脱靶量,提出了正则摄动制导方法,仿真证明了该方法具有最优性。     

基于零J_2摄动条件的近圆轨道编队保持双脉冲最优控制方法研究

重点研究了考虑J2摄动作用的近圆轨道编队构形保持双脉冲最优控制策略.利用轨道要素法建立了考虑J2摄动作用影响的相对运动方程,推导了消除相对摄动影响长期项的零J2摄动条件,并利用该条件对C-W方程得到的编队初始条件进行了修正,得到了对J2摄动不太敏感的相对轨道.然后,基于C-W方程建立了编队保持双冲量最优控制模型,并利用非线性规划方法得到了编队保持所需的最优控制脉冲.仿真结果表明,J2项摄动对相对运动的破坏作用明显减小,提出的双脉冲最优控制方法能够有效实现编队保持的高精度控制.     

高精度重力场下回归轨道半解析优化设计

为解决太阳同步回归轨道的标称设计问题,提出一种基于高精度重力场的半解析优化方法。建立地球非球形引力摄动阶数为J15 的高精度重力场解析模型,并分离出引力摄动的长期项和长周期项。构建回归轨道从半长轴到平交点周期的对应关系,平交点周期变化随引力摄动阶数的提高而逐渐收敛。通过微分修正迭代算法所确定的半长轴相对于传统J2摄动模型的半长轴确定值具有更高的精度和更好的稳定性。考察摄动短周期项影响下的密切交点周期,结果表明其受初始位置(平近点角)影响较大,变化范围为0.015s,并由此给出精确回归轨道优化设计的基准：不同的初始位置上满足星下点轨迹严格回归的半长轴期望值。     

J2项摄动下的远程拦截耗尽关机中制导律设计

为实现远程高精度动能拦截,针对使用固态燃料发动机的拦截弹在强时间约束下的耗尽关机问题,本文设计一种基于通用能量管理(GEM)的闭环中制导律。该制导律首先考虑了地球非球形J2摄动项对弹道影响,改进Lambert问题求解算法,在小计算量的情况下修正了因地球扁率摄动在远程拦截长时段飞行过程中引起的需求速度求解偏差,将其精度提升一个数量级。然后在GEM基础上给出了一种能量调制角虚拟映射关系实现了能量调制初段指令平滑过渡,并改变近关机点推力定向策略解决了临近关机时指令发散问题。在制导过程中加速度计反馈环节的引入增强了对推进系统参数的鲁棒性。六自由度仿真表明,相比传统GEM制导律,该制导律精度更高,任务适应性强。     

半解析卫星轨道不确定性快速估计方法

基于半解析法和球形单边采样无迹变换提出一种轨道不确定性快速估计方法。首先在考虑J2摄动和大气阻力摄动的基础上,构建轨道要素解析模型用于瞬时轨道要素快速估计。随后基于该轨道要素快速估计方法,结合球形单边采样无迹变换传播初始轨道不确定性,依据高斯摄动方程和球形单边采样点的特性对传播后的采样点进行修正,估计传播后的轨道不确定性。最后将提出的半解析法与高斯和模型相结合,以提高精度。数值仿真分析了所提出的轨道不确定性估计方法相较无迹变换法的计算效率提升程度,并依据似然一致性度量将所提出的方法与蒙特卡洛法、无迹变换法等进行了精度比较。结果表明,所提方法的计算效率相较于传统无迹变换法有较大提升,且具有合适的精度。     

采用SDRE方法的无径向推力最优轨道控制

针对无径向推力作用的两航天器轨道交会和编队卫星队形重构任务,采用状态依赖Riccati方程(SDRE)方法求解了其最优轨道控制问题。首先考虑J2摄动和推力仅存在于追踪航天器的周向和法向,推导了状态依赖配点(SDC)形式的非线性相对运动方程。然后针对终端状态为零的轨道交会问题,采用SDRE方法得到了最优反馈控制律,并给出了状态依赖Riccati微分方程的近似求解策略和数值求解策略。接着扩展了SDRE方法并将其用于终端状态不为零的编队卫星队形重构问题,并给出了相应的数值求解策略。相比于伪谱法等优化方法,本文提出的方法不需要初始猜测值。此外,数值仿真表明,解析求解Riccati微分方程方法对于近圆轨道具有较高的精度,数值计算方法对即使偏心率为0.3的椭圆轨道,其最优性偏差仍小于6%。     

基于解析梯度的经典Lambert问题迭代求解方法

针对现有求解模型复杂、收敛速度慢等问题,在将经典Lambert转移问题转化为超越方程的基础上,提出一种基于解析梯度的Lambert问题迭代求解算法。选择转移轨道的真近点角为迭代变量,导出转移时间关于真近点角的解析梯度,构造一种基于解析梯度的牛顿迭代算法,降低了算法计算复杂度。理论分析表明该算法具有二阶以上的收敛速度。依据偏心率向量与转移轨道形状的关系,通过几何方法分析得到转移轨道在初始位置处的速度约束条件,推导转移轨道真近点角的最大值和最小值的解析表达式,并采用线性插值方法确定迭代初值,进一步提高了迭代算法的收敛速度。数学仿真结果表明在各种转移条件下算法均能快速收敛,采用所给出的初值选取方法初值确定精度高,进而能够加快收敛速度,而与较割线法相比较收敛速度快、计算量小,验证了所提出算法的有效性。     

椭圆轨道卫星编队队形及J2项摄动影响研究

基于椭圆轨道的两卫星相对运动方程,分析了参考星轨道为椭圆的编队飞行成立条件,给出了队形设计方法。讨论了J2项摄动对椭圆编队队形的影响。通过改变两卫星偏心率之差Δe调整环绕星的偏心率以消除部分J2项摄动。仿真结果表明,采用该法设计椭圆轨道编队队形可减少主动控制,节省燃料。     

基于双蚁群优化的快速轨道转移

研究了Lambert转移的优化问题,并用于航天器的快速轨道机动。以二体模型为基础,在给定的转移时间范围内以燃料最省为目标函数,用蚁群算法(ACA)对Lambert机动问题进行寻优;将第一次寻优用于完成轨道机动所需的速度增量转换成航天器发动机有限推力下的时间序列;考虑地球主要摄动影响,再次用ACA对有限推力工作时段进行边值修正,保证航天器能转移至目标位置范围。仿真结果表明:双蚁群优化方法可有效修正由二体假设导致的Lambert转移的误差,同时由蚁群算法的较强寻优性能保证了Lambert机动过程的燃料最省。     

编队卫星初始参数设计及其摄动分析

基于Hill方程分析了编队卫星队形设计中对初始参数确定的约束条件.用系统灵敏度理论分析了系统状态对初始参数摄动的灵敏度,获得了各初始参数摄动对构型变化的影响.仿真结果表明:初始参数中星地方向的位置摄动和航迹方向的速度摄动可导致编队队形迅速发散,而其他参数的影响较小.     

基于J_2项摄动的星地链路时间窗口快速算法

星地链路时间窗口计算是卫星系统任务调度必须解决的重要问题之一。分析J2项摄动的LEO卫星和地面站的空间位置关系,提出一种通过偏近点角的超越方程计算时间窗口的新方法,采用以大圆近似星下点轨迹的方法求解此方程。仿真表明,时间窗口起始时刻误差小于1s,时间窗口长度误差小于1.2s,计算时间减少了99.7%。算法在保证精度的同时大幅度降低时间窗口的计算量,为卫星系统任务调度提供有效支持。     

基于拟平均根数之差的航天器相对导航UKF滤波算法

针对星载雷达数据(距离及其变率、角度及其变率),推导了以相对拟平均根数为状态变量的星间相对导航UKF滤波算法.建立了包含J2一阶长期项摄动的状态转移方程.推导了无奇点的相对拟平均根数与相对位置速度之间的转换矩阵,并分析了坐标变换中被忽略的二阶项的影响,对转换矩阵的精度进行了有效补偿.提出以相对位置速度为直接观测量,设计了具有自调整功能的测量误差协方差阵,避免了建立观测方程时状态量对直接观测量的繁琐偏导计算.仿真结果证明了该算法的有效性.     

航天员舱外相对航天器运动轨迹摄动研究

用轨道根数描述载人航天器运动,在其轨道坐标系(LVLH)中,建立了含地球J2项引力和大气阻力摄动加速度的航天员质心相对航天器的运动模型。在参考轨道存在小偏心率时,对基于圆参考轨道假设推导的航天器编队飞行的线性时变系统状态矩阵进行了修正。仿真结果表明:对偏心率为0.002的航天器轨道,修正后模型所得航天员相对轨迹摄动量在离舱300 s后达到0.8%,是修正前模型的5倍,但计算量增加不超过5%,更适于航天员舱外飞行和近距离编队飞行建模。     

拟合摄动力函数在低轨卫星定轨算法中的应用

为降低卫星定轨中摄动运动方程计算的复杂性，根据低轨卫星动力学模型，在考虑二体作用力和地球非球形引力J2项摄动条件下，以拟合函数表示其余的摄动力，并采用扩展卡尔曼滤波（EKF）算法，提出了一种基于拟合摄动力函数的低轨卫星自主定轨滤波算法。仿真结果表明，该法可明显减少计算量，缩短滤波收敛时间，提高卫星的实时处理能力。定轨精度为：位置方向70．7m（1σ），速度方向0．16m／s（1σ），可满足一般低轨卫星的精度要求。     

基于序优化理论的晕轨道转移轨道设计

利用晕轨道的稳定流形可以设计从地球到晕轨道的转移轨道。但由于小幅度晕轨道的稳 定流形与地球停泊轨道无法相交,因此需采用两脉冲转移。微分修正法是求解两脉冲转移常 用的优化方法,虽然收敛速度快,但很难获取全局最优解,而且收敛半径小,如果初始猜想 与最优解相差很远,该方法可能会不收敛。将序优化理论与微分修正法相结合,利用序优化 思想缩小搜索空间,得到足够好的初始猜想,然后利用微分修正法快速收敛到满足终端精度 要求的解。仿真结果表明该方法有很好的收敛性,且计算量小。