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。     

多冲量近圆轨道交会的部分变量瞄准法

交会对接是空间站任务中一项非常重要的技术。基于C—W方程,推导了用直角坐标和轨道根数描述的远程导引段多冲量变轨段策略的方程,同时给出了求解方程组的迭代算法。随着冲量的施加,剩下的变轨量不足以瞄准交会时刻目标的全部状态时,给出了瞄准部分变量的方法。通过算例验证发现,存在定轨误差的情况下,部分变量瞄准法能精确地瞄准任务所关心的变量。     

广义轨道根数空间的轨道机动可达性

在由动量矩矢量和偏心率矢量定义的广义轨道根数度量空间内,研究了在初始轨道的任意点施加幅值固定的单脉冲后卫星的可达区域,包括脉冲施加的位置任意、方向固定和位置固定、方向任意2种情况,给出了广义轨道根数空间中轨道机动的可达性判据.通过比较脉冲作用前后的广义轨道根数,评估了单脉冲对广义轨道根数的影响,并且利用数值仿真分析了脉冲作用位置、方向与广义轨道根数空间中度量的关系.最后,在广义轨道根数空间中给出了轨道到轨道的机动策略,验证了广义轨道根数的可行性.     

多目标多约束组合体与飞船轨道维持优化

针对天宫二号/神舟十一号任务组合体运行与飞船返回要求,建立了升交点经度、轨道偏心率、指定时刻轨道高度及速度倾角等多目标特征参数的控制方程;根据组合体至飞船撤离准备各阶段的飞行特点,分析了近圆轨道偏心率中长期演化情况以及飞船返回双脉冲控制量随控制时间的变化规律,提出了通过两次组合体与飞船联合规划来满足不同约束的控制策略;根据撤离后飞船、天宫以及伴星的相对运动关系研究了结合规避控制的飞船双脉冲维持优化控制方案。最后依据神舟十一号任务的飞行过程,设计算例验证了该方法的有效性,具有较好的工程应用价值。     

带空间机械臂的充液航天器姿态动力学研究

本文研究空间机械臂运动对充液航天器姿态的影响，讨论了利用机械臂调整充液航天器姿态问题、以及机械臂操作与航天器姿态稳定的协调问题。研究表明：影响充液航天器姿态的因素除了机械臂运动的路径，还有机械臂运动的时间、机械臂转角的变化规律、液体的粘性、质量和惯性张量等。其中机械臂运动时间的影响比较明显，而且机械臂运动得越慢对航天器姿态的影响越大。合理地选择机械臂操作时间和机械臂转角变化规律，可以实现机械臂操作     

带弹性伸展附件充液航天器姿态动力学研究

研究了带弹性伸展附件充液航天器姿态动力学问题.利用动量矩定理、动量矩守恒定律、牛顿运动定律导出液体运动方程、系统运动方程、弹性板质量微元运动方程.在板等速伸展的情况下,对板质量微元运动方程进行变换,通过尤格-库塔积分法求出板振动的振幅,再由系统运动方程求出航天器姿态角速率.      

太阳帆绕地球周期轨道研究

  地球同步和太阳同步卫星在各个领域有着广泛的应用。静止轨道是一种特殊的地球同步轨道,轨道资源有限。利用化学推进或电推进可以实现轨道高度不同的同步轨道,如悬挂轨道,但需要消耗较多的燃料,工程上无法承受。本文考虑利用太阳帆实现地球同步和太阳同步轨道。太阳光压力在轨道平面内沿拱线方向,选择光压力与平面的夹角使得轨道平面的旋转速率与太阳光同步。研究表明,设计合适的半长轴和偏心率可以使得轨道旋转速率与地球自转速率一致。假设太阳光与赤道平面平行,可以得到准静止轨道,太阳帆将在传统静止轨道的附近运动,星下点的经度将在一个固定值附近振动。实际上太阳光是与黄道面平行,黄道面与赤道面之间存在夹角。考虑黄赤交角的情况下,太阳帆将在一定纬度和经度范围内运动。适合于对某个区域进行长期观测任务。     

横向激励下液体大幅晃动建模分析

研究部分充液球形贮箱内的液体在横向推力作用下发生大幅晃动的等效力学模型,建模过程同时考虑平动和转动激励。建立一种新的等效模型,首次提出液体的静平衡表面垂直于等效重力方向的假设,将液体的大幅运动分解为跟随等效重力的整体运动和在此基础上的小幅晃动,该等效模型能够更好地模拟液体大幅晃动情形。将仿真得到的晃动力和力矩与传统等效模型及Flow-3d的结果进行对比,验证了新模型的有效性和准确性。该模型可应用于探月软着陆悬停避障过程等实际工程问题中。     

导弹末端机动与导引一体化设计的新机动模型

针对导弹末端机动与导引的一体化设计问题,给出了一种新的机动模型。通过模型参数的设计,使得机动位移、机动速度的零点周期性地出现在相同的时刻,导弹就可以在导引弹道和机动导弹之间平滑过渡。基于该模型,采用导引弹道和机动弹道同步积分的方法,选择合适的时刻开始和结束机动,可以实现末端机动与导引的一体化设计。该方法得到的一体化弹道,其制导精度仅取决于末制导律,而与具体的机动参数无关,具有较好的突防效果和工程应用价值。
     

滑翔弹道优化设计研究

研究滑翔弹道优化设计问题.采用考虑地球转速和扁率的动力学模型进行了弹道优化设计.根据滑翔弹道的特点提出了优化设计的方法.针对滑翔弹道优化设计中的强非线性、多约束、多种类性能指标、多局部极值的问题,采用了粒子群全局优化与经典局部优化相结合的算法,并通过仿真计算验证了算法的适用性.针对典型的工程问题,对滑翔弹道进行了优化,设计结果对工程实践具有一定的指导意义.