编队飞行卫星群构型保持及初始化

导出了基于相对轨道要素的编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动方程；提出了编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动控制策略，利用不同方向的脉冲控制相对运动的轨道参数，包括轨道平面内机动和轨道平面外机动控制。根据相对轨道要素的变轨机动控制，进行编队飞行卫星群构型的初始化。这样的构型初始化可以视作一次特殊的变轨机动控制，很容易实现编队飞行构型的初始化机动。     

基于视线测量的卫星编队机动控制方法

采用视线测量的方法,建立一种编队卫星队形保持与机动的协同控制策略。编队中每一个卫星跟踪自己轨道前方邻近卫星,产生一个视线测量矢量,编队的第一个卫星根据高级控制层指令追踪期望轨道,产生链式编队,将编队卫星之间的视线距离作为反馈控制量来实现队形控制。通过推导J2相对摄动力的表达式,控制模型考虑了模型不确定性和摄动影响,采用滑模控制器,实现了基于视线测量的编队卫星链式跟踪协同控制。仿真算例结果表明,该方法在实现编队卫星队形保持与整体机动控制上具有可行性。     

椭圆轨道卫星编队飞行的最优控制研究

研究了椭圆轨道卫星编队飞行的队形保持问题,设计了李雅普诺夫(Lyapunov)控制律,并用遗传算法对控制律进行了优化。为克服遗传算法局部寻优能力差的缺点,对遗传算法进行了改进,设计了自适应模拟退火遗传算法。仿真结果表明,采用Lyapunov方法进行队形保持能提高位置保持的精度,且在经过遗传算法优化后,所消耗的燃料基本与线性二次型(LQR)方法一致;同时,减少了计算时间,有利于星上计算机的实现。     

基于三分图的非共面卫星分布式加注任务规划

分布式加注规划的目的在于规划加注过程的交会路径,使任务在满足约束的情况下整体燃料消耗最优。针对异面圆轨道卫星间的分布式加注策略,建立了分布式加注任务规划问题的数学模型,把该规划问题归结为非完全赋权三分图的匹配问题,并将整体最少燃料消耗作为规划目标。其次,进行了算法的流程设计,采用了Kuhn-Mundres图论算法和整数遗传算法相结合的LSGA算法加快了收敛的速度保证了全局最优。最后,选取了两个具有小角度轨道偏差的异面卫星星座对该问题进行分析。计算得到了优化后的双冲量机动下加注任务的服务关系与燃料代价,规划算法的有效性也得到了验证。     

卫星编队的多脉冲队形重构方法

主要研究了椭圆轨道燃料消耗最优的多脉冲编队队形重构问题.首先,基于Lawden方程的解析解,推导了多脉冲机动的数学模型.然后构造燃料最优目标函数,将总脉冲写成关于各脉冲作用时间和前n-2次脉冲大小的函数.然后利用遗传算法对问题进行求解,将结果转换到时间域,确定最终各脉冲的大小、方向和作用时间.最后进行了数学仿真,验证了算法的正确性.     

编队卫星防碰撞规避路径规划方法与控制研究

针对编队卫星在构型重构和构型失效重组时发生碰撞可能性最大的两种机动工况,采用数学规划的方法对其进行防碰撞规避准则、规避策略和控制方面的研究;并通过系统可控性证明出无径向推力相对于全向推力,也可以达到目标相位点只是燃料消耗得多。对编队构型失效重组工况中备份星机动前停泊位置,进入编队位置选择和启动时刻选择以及故障星离开编队后,目标轨道确定等问题通过数学仿真的形式予以解答。仿真结果表明,该研究方法真实可信、简便有效。     

椭圆轨道卫星编队燃料最优机动实时算法

文章针对椭圆轨道编队卫星最优燃料机动的实时计算问题进行研究。利用LGL伪谱法对问题进行快速求解。由于最优燃料控制为非连续控制,如直接采用伪谱法则只有当离散点数目很大时,才能实现较高精度的编队机动控制,而这会影响算法的实时计算效率。为了克服这方面的不足,文章提出了一种时间尺度变换策略,并结合模型预测的滚动优化方法,设计了一种编队实时机动控制算法。该算法在兼顾解的全局最优性的同时改善了解的局部精确性,最后通过数值仿真验证了所设计算法的有效性。     

星载InSAR辅星编队优化设计与分析

以“主星—辅星编队”InSAR系统干涉测高为应用背景,研究辅星编队的优化设计问题。首先,定义优化指标———“有效观测时间比”来描述全轨道周期观测性能,以共绕飞轨道、相位均匀分布的卫星编队(构形类似于CartWheel)作为研究的重点。选取描述编队卫星相对运动的振幅比和相位差作为寻优变量,通过仿真实例用搜索法得出了寻优变量与优化指标的三维关系图,并给出了优化构形的参数区域,得到了最优的编队卫星轨道根数。进一步研究了在主要摄动因素影响下卫星编队构形保持与轨道保持的燃料预算方法,并计算了上述优化构形一年的燃料预算。最后得出有益的结论,为全InSAR系统优化设计提供依据。     

应用虚拟结构的卫星编队飞行自适应协同控制

针对卫星编队飞行协同控制存在质量、转动惯量不确定性及外部扰动的问题,提出了一种应用虚拟结构的卫星编队飞行自适应协同控制方法。首先,通过对虚拟结构模型的描述,建立了虚拟结构状态变量与编队卫星期望状态之间的表达式;其次,设计了编队卫星和虚拟结构的位置、姿态自适应协同控制器,通过在虚拟结构控制器中引入编队卫星的状态误差,实现了编队信息至虚拟结构的反馈,并采用Barbalat引理证明了闭环系统的稳定性和对有界扰动的抑制:最后,以三星编队协同轨道机动和空间指向性偏转为例对所设计的控制器进行了仿真验证。仿真结果表明:设计的控制器能够实现对编队卫星质量和转动惯量的自适应估计,使得编队卫星位置和姿态控制误差最终趋近于零,验证了所提方法的有效性。     

基于多目标优化的微纳卫星群姿态控制

在微纳卫星群姿态控制中,要求多个卫星相互协同,能够快速达到期望的目标姿态,同时要求能耗最小.本文提出微纳卫星群姿态控制的多目标优化模型,以同时优化卫星姿态的角度误差和降低能耗2个性能指标函数.基于MATLAB用弹性约束法求解该优化问题,得到了多目标优化的帕累托前沿,并给出了其相应的卫星姿态,实现了多个微纳卫星姿态机动控制和协同控制.仿真结果表明本文运用的多目标优化方法在微纳卫星姿态机动控制和协同控制中是有效的.     

Orbit determination of BeiDou navigation satellite system maneuvered satellites based on instantaneous velocity pulses parameters

The BeiDou navigation satellite system (BDS) comprises geostationary earth orbit (GEO) satellites as well as inclined geosynchronous orbit (IGSO) and medium earth orbit (MEO) satellites. Owing to their special orbital characteristics, GEO satellites require frequent orbital maneuvers to ensure that they operate in a specific orbital window. The availability of the entire system is affected during the maneuver period because service cannot be provided before the ephemeris is restored. In this study, based on the conventional dynamic orbit determination method for navigation satellites, multiple sets of instantaneous velocity pulses parameters which belong to one of pseudo-stochastic parameters were used to simulate the orbital maneuver process in the orbital maneuver arc and establish the observed and predicted orbits of the maneuvered and non-maneuvered satellites of BeiDou regional navigation satellite system (BDS-2) and BeiDou global navigation satellite system (BDS-3). Finally, the single point positioning (SPP) technology was used to verify the accuracy of the observed and predicted orbits. The orbit determination accuracy of maneuvered satellites can be greatly improved by using the orbit determination method proposed in this paper. The overlapping orbit determination accuracy of maneuvered GEO satellites of BDS-2 and BDS-3 can improve 2–3 orders of magnitude. Among them, the radial orbit determination accuracy of each maneuvered satellite is basically better than 1 m. simultaneously, the combined orbit determination of the maneuvered and non-maneuvered satellites does not have a great impact on the orbit determination accuracy of the non-maneuvered satellites. Compared with the multi GNSS products (indicated by GBM) from the German Research Centre for Geosciences (GFZ), the impact of adding the maneuvered satellites on the orbit determination accuracy of BDS-2 satellites is less than 9 %. Furthermore, the orbital recovery time and the service availability period are significantly improved. When the node of the predicted orbit is traversed approximately 3 h after the maneuver, the accuracy of the predicted orbit of the maneuvered satellite can reach that of the observed orbit. The SPP results for the BDS reached a normal level when the node of the predicted orbit was 2 h after the maneuver.     

异构多星编队的脉冲构型保持控制方法

近地轨道的双星编队通常设计具有自稳定性的编队构型参数初值,通过保持编队构型参数形成长期稳定的相对周期运动。针对编队中卫星数量增多产生的相对运动耦合问题,提出了基于Hill坐标和三角函数公式的多星相对运动分析方法。基于SAR载荷测量基线定义,结合多星编队构型参数的相对运动特性,提出了编队构型参数的设计方法,能够实现多星编队的最大有效基线组合。通过分析J2项摄动和大气阻力摄动的长期影响,研究了异构多星编队的相对运动衍化规律,提出了主从形式的脉冲偏置控制,能够有效保持针对异构多星编队设计的编队构型。通过面质比异构的四星编队控制仿真,验证了脉冲偏置控制形式下异构多星编队构型保持控制方法的有效性。     

连续小推力条件下星座轨道机动方法研究

基于连续小推力条件下星座轨道机动的动力学特性分析,研究了其入轨的布局置入和离轨机动方法。地球轨道上的大型星座数量巨大,传统的轨迹优化方法较难应用。针对多星入轨的星座布局置入任务,求解了分时序抬轨的相位调整问题,并在轨道抬升过程中,利用轨道倾角偏置补偿升交点赤经漂移。针对星座中卫星的离轨任务,设计了半长轴和偏心率的联合调整方法。在保证卫星快速离轨的同时,能够有效减少燃料的消耗。考虑到连续小推力机动的弧段效应,控制策略需要围绕控制效应的曲线积分进行优化。     

单个航天器对Walker星座中多卫星的近距离接近

通过设计航天器轨道,可使航天器发射入轨后无需机动即实现对Walker星座中非共轨的多颗卫星的快速、近距离接近.给出了该轨道的搜索方法以及基于星座特性的代换法,并给出了仿真示例.      

遗传算法在星座多星接近轨道优化中的应用

以三颗非共轨的Walker星座卫星为研究对象, 对航天器无需变轨与其接近的可能性进行研究. 将Lambert方法得到的航天器轨道作为初始轨道, 利用遗传算法对初始轨道进行优化. 对初始轨道在参考时刻位置和速度的改变量进行编码,形成对应的种群. 以航天器与星座卫星之间的最近距离为适应度函数, 通过种群的繁殖得到优化结果. 结合仿真算例, 分析了最小二乘算法和遗传算法在轨道优化中的优劣以及接近过程中轨道摄动的影响. 结果表明, 遗传算法适用于所提出的轨道改进问题. 研究结果可为单航天器无需变轨对星座多星接近问题提供理论依据.      

Long-term photometric signature study of two GEO satellites

Geostationary earth orbit satellites have been extensively used for unique high-orbit stationary characteristics. Long-term precise investigation is an important issue in the observation of GEO satellites, since it can provide valuable information on the satellites’ operation state, discrimination and early warning analysis. Ground-based optical-electronic devices play a significant role in the observation. 4-month photometric signature variation of two satellites is presented based on the successive observations using the 1.56-meter telescope of Shanghai Astronomical Observatory (SHAO). It can be concluded that the long-term brightness change mainly results from the sun declination angle and regular orbit maneuver. Moreover, the solar panel offsets of the two satellites are analyzed and found to be approximately 4 degrees. Estimation of photometric accuracy reaches 0.15 mag for the application of CCD drift-scan optical-electronic technique.     

基于自适应滤波的编队卫星实时相对定轨

提出基于自适应滤波的编队卫星实时相对定轨算法,利用2005-12-09—10两颗GRACE（Gravity Recovery and Climate Experiment）卫星的GPS（Global Positioning System）实测数据进行实时相对定轨试验计算,采用JPL（Jet Propulsion Laboratory）轨道对试验结果外部检核,结果表明:①自适应滤波相对定轨通过自适应因子,可以较好地平衡编队卫星的观测信息和相对动力学信息,其相对定轨结果精度优于Kalman滤波相对定轨结果;②自适应滤波相对定轨结果随着星间基线缩短而精度提高;③两颗GRACE卫星采用单频伪距和广播星历进行自适应滤波相对定轨,可以得到精度优于6cm的星间基线。     

同步轨道通信卫星占频保轨现象分析与实测

为了应对国际电信联盟对卫星频轨资源的相关规定,卫星运营商可能会选择将卫星送至另一个不同的轨位并连续保持90天来启用该位置的频率指配.这种变轨行为称作"占频保轨",是一些同步通信卫星的常规操作.本文以国际通信组织的INTELSAT系列卫星为研究对象,基于双行根数(TLE)和SGP4/SDP4模型计算了 67个INTELS...     

中轨道Walker导航星座在轨备份方案优化设计

针对中轨道Walker导航星座在轨备份方案的优化问题,首先提出了在轨备份星轨位优化设计方法,考虑星座运行期间在轨备份星与工作卫星存在共同提供服务的情况,选取PDOP值和可见卫星数作为轨位优化指标,建立了轨位优化模型,并基于NSGA-Ⅱ算法对不同轨位下在轨备份星对导航星座服务性能的提升效果进行仿真分析;然后,基于在轨备份星轨位的优化结果,建立在轨备份星替换的轨道机动模型,并综合考虑速度增量和替换时间,确定了以替换时间最少为优化目标的在轨备份星替换方案。结果表明,提出的在轨备份方案能有效满足备份星的设计需求,增强导航星座的服务性能,实现故障卫星的快速替换,可为导航星座备份星的建设提供借鉴。