非开普勒轨道动力学与控制

主要讨论非开普勒轨道与传统开普勒轨道的异同点,试图归纳非开普勒轨道面临的动力学与控制新问题。从设计的角度出发,给出了非开普勒轨道的定义。针对目前讨论较多的几种非开普勒轨道,总结了研究这些轨道将会面临的新问题和难题。最后,讨论了非开普勒轨道的应用。
     

太阳辐射对ER3BP拉格朗日点的影响

为了研究Halo轨道中继通信以及行星际轨道转移等问题,需要首先对拉格朗日点(平动点)的理论进行分析。使用考虑太阳辐射的椭圆型限制性三体建模,代替原有的圆型限制性三体建模,提高了建模的精度。提出了在L1,L2,L3点的更为精确的新解析解,经过Matlab仿真,其相对于精确数值解的误差,分别为Ammar的解析解的13.13%,29.51%,0.46%。     

三维引力辅助机理分析

针对星际探测中的引力辅助技术,通过引入两个参数,将平面椭圆型限制性三体模型拓展到三维椭圆型限制性三体模型.通过逆向与正向积分,得到引力辅助前后飞行器的能量和角动量,据此将引力辅助轨道划分为16种类型.深入讨论了这两个参数对轨道类型、轨道能量和轨道倾角的影响,总结出了相应的变化规律.以地月系统为例,针对不同任务要求,给出了通过月球引力辅助,实现地月系统俘获与逃逸的引力辅助参数的选择区域,并对引力辅助参数进行了优化.     

大范围收敛的摄动Lambert问题新型解法:拟线性化-局部变分迭代法

研究实时、高效、稳定性强的高性能空间轨道计算方法对于中国未来航天工程具有重大应用价值。针对强非线性系统的多维两点边值问题,提出了一种拟线性化-局部变分迭代法（QL-LVIM）,通过拟线性化（QL）思想,将非线性两点边值问题转化为一系列具有一定迭代格式,并且成对出现的初值问题,进而通过局部变分迭代法（LVIM）对其进行求解。利用拟线性化的大范围收敛特性和局部变分迭代法的快收敛、高精度特性,该方法能够在较大的时间和空间尺度下快速精确获得摄动Lambert问题的初速度和转移轨道,其收敛域远大于传统的牛顿打靶法,为航天器轨道转移提供了一种简便高效、稳定性强的新型计算方法。在不同轨道情形下,与几类参考方法对比,结果表明本方法能够在计算效率方面实现大幅提升,并且能够在大范围内实现快速收敛。方法的有效性在地-月系三体问题中得到了进一步验证。     

地月系统循环轨道初步设计与特性分析

基于平面圆型限制性三体问题(CR3BP)模型,根据轨道弧以及顺行和逆行特征采用圆锥曲线拼接法设计了5类地月系统周期轨道。以地月系统循环轨道的工程约束为出发点,从轨道周期、近地点高度、近月点高度、交会对接速度、轨道稳定性等方面分析了这5类周期轨道的特性,从中选择了适合地月系统循环轨道任务方案的周期轨道,并对周期轨道进行了优化。该研究为我国未来载人登月工程提供了一种新的思路与理论技术支持。     

应用非线性模型预测控制的绳系卫星Halo轨道保持控制

针对哑铃型绳系卫星在圆形限制性三体问题(CRTBP)中的Halo轨道保持控制问题,应用非线性模型预测控制(NMPC)方法设计了Halo轨道保持控制器。首先采用摄动法得到目标Halo轨道,通过跟踪目标轨道上一运动点,将其转化为目标跟踪控制问题,然后设计非线性模型预测控制器对其进行跟踪控制。利用4阶Ronge-Kutta法对原非线性模型进行离散化,将预测控制中的有限时域最优问题转化为非线性规划问题进行求解,得到下一周期的控制量。最后通过数值仿真验证了即使在初始位置偏差较大的情况下,所设计的控制器只需要很少的速度增量就可使绳系卫星系统运动至目标轨道,并精确地保持在目标轨道上。     

日地平动点编队飞行自抗扰轨道维持控制

对日地平动点附近的航天器编队控制问题进行研究,为解决基于局部线性化模型设计轨道保持控制器时存在的控制精度不高、模型精确性过度依赖等问题,提出基于圆型限制性三体问题的日-地/月系统L_2点附近主从式航天器编队飞行的相对位置控制问题的解决方法.将主航天器设定在Halo轨道上,从航天器利用自抗扰控制方法控制在主航天器周围,编队系统内的未知动力学和外部扰动由扩张状态观测器获得,并利用非线性误差反馈对其进行补偿.数值仿真结果显示采用0.1μN到10 m N的控制力即可使航天器相对位置误差控制在位置精度要求范围内,同时在存在未知干扰的情况下该方法依然具有很好的鲁棒性,从而验证优越性.