小推力登月飞行器轨道初步研究

进行了基于二体模型和平面三体 登月飞行器轨道控制方法的初步研究。首先研究了在二体模型下,基于逃逸条件和“远地点可达”条件下不同推力作用下的飞行器运动仿真。接着将“远地点可达”要领应用于平面三体模型下的向月飞行的轨道研究;完成了从近地低轨道到月球影响球附近的轨道飞行控制方法的研究。仿真结果证明了使用“远地点可达”概念完成地球逃逸段发动机推力终点选择的可行性。     

共享星位式静止轨道卫星群构形简析

共享星位式静止轨道卫星群（Ｃｏ－ｌｏｃａｔｅｄＧｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙＳａｔｅｌｉｔｅｓ）共占一个星位以完成对地通信任务。在这种共享星位的方式下每颗卫星间的位置差异很小,整个卫星群在经度和纬度方向上的允许偏差通常小于±０．１°。在这个范围内必须对卫星精确控制。经典的Ｃ－Ｗ方程形式简单,便于分析,但它的结果不能精确地反映卫星的相对运动,因而不宜用来研究共位式静止卫星群的几何构形及其控制。作者给出了一组修正的Ｃ－Ｗ方程以弥补其不足;并且根据卫星群偏心率与倾角综合的分离思想,讨论了两种策略,使得卫星群的构形可通过每个成员的轨道要素简单表出。适当调整每颗卫星的轨道要素可以保持卫星群的构形在空间不变,或者对地（近赤道观测站）不变。     

国外探测器接近至着陆小天体的飞行策略研究

调研了3项国外典型的小天体着陆探测任务,包括近地小行星交会(探测)任务(NEAR)、罗塞塔号探测任务和隼鸟号探测任务,归纳总结了各任务中自接近至着陆小天体过程的设计特点,提出了小天体接近至着陆飞行策略:首先采用逐渐降低高度的接近轨道,开展引力场、外形参数初步测量;着陆前根据探测目标小天体质量大小设计特定的环绕或停泊轨道,在满足轨道稳定性、能源约束条件下,完成小天体的详细观测并选定着陆区,最终进入着陆初始轨道条件;着陆过程根据探测目标质量与体积、系统质量资源约束采用自由落体或自主轨道控制完成着陆。文章的研究结果可为后续我国小天体着陆探测任务提供借鉴。     

近圆轨道控制的分析方法

应用卫星绝大部分都是近圆轨道的卫星 ,其中又有很多是需要进行轨道控制的。在航天工程的实践中由于各种误差影响 ,实际的轨道控制过程并不是而且也没有必要基于精确的轨道动力学方程来执行。对于近圆轨道控制所用的动力学模型可以按圆轨道进行近似 ,得到一种非常简单的形式 ,基于这种简化的模型可以获得非常有用的分析解。为了从理论上证明这种简化的有效性 ,文中对动力学模型简化过程中所产生的各项误差进行了理论估计。     

利用大气阻力的横向编队维持控制

研究了航天器在近圆轨道面内横向固定间隔距离内伴飞编队维持问题。基于经典轨道要素偏差法分析了相对运动特性和大气阻力对相对运动的影响。根据利用大气阻力引起的横向相对运动漂移,设计了有利于长期伴飞编队维持的初始半长轴偏差和伴飞边界点的期望半长轴偏差,进一步给出了进行伴飞维持的边界点横向速度脉冲。仿真结果表明,该控制策略进行伴飞编队维持是可行的,维持所需的速度脉冲次数少、速度增量小,且算法简单,有利于航天器自主化实现。     

有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制

基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.      

基于伪光谱方法月球软着陆轨道快速优化设计

根据软着陆轨道的特征和优化算法的特点,对探月器软着陆轨道状态方程进行合理的转化处理,使其更适合优化数值解法求解。在此基础上,使用伪光谱方法将软着陆轨道优化问题转为一个约束参数优化问题,然后采用乘子法处理约束条件,采用变尺度法求解处理后的参数优化问题,仿真结果表明此方法具有收敛速度快、对初始控制量不敏感、鲁棒性强的优点。     

基于交会模式的月球大椭圆轨道编队飞行控制

两颗微卫星进入环月大椭圆轨道后,在地面测控支持下,通过执行若干次轨道机动,最终实现从相距上千或上万km至相距1～10 km范围变化的环月轨道编队飞行。针对月球大椭圆轨道,基于多脉冲交会控制模式,设计了交会点满足编队飞行状态的轨道控制策略,采用线性制导方法迭代计算精确轨道控制参数;设计了顺序优化的5脉冲控制策略,对轨道平面、拱线、形状和相位等轨道全要素进行控制,通过远距离接近、中距离调整和近距离捕获的渐进式分段控制,在月球大椭圆轨道差异较大条件下,相对运动轨迹渐进稳定,最终实现近距离编队。     

环月降轨实现月面着陆的控制策略

针对探测器实现月面着陆的问题,对环月降轨轨道控制策略进行了研究。根据环月降轨的控制方程,将环月降轨单脉冲控制变量的不同组合与月面着陆目标参数建立了3种关系;建立了定时定点月面着陆、定点月面着陆和目标纬度区域月面着陆3种环月降轨控制策略,并给出了控制策略求解算法和步骤。针对定点月面着陆,单脉冲对半长轴和近月点高度进行组合控制,分析了环月降轨控制解空间。针对标称环月轨道/-偏差环月轨道/+偏差环月轨道,分别进行了定时定点/定点/目标纬度区域3种月面着陆的控制计算,验证了环月降轨控制策略。可应用于月球着陆、月球采样返回及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道控制。      

相对空间目标任意位置悬停闭环控制方法研究

研究了相对空间目标任意位置悬停的控制方法,针对现有的开环控制方法对外部干扰和初始误差敏感的问题,基于Hill方程提出了悬停闭环控制方法。进行了仿真计算,证明了方法的有效性。仿真结果表明:该文方法的燃料消耗与开环控制接近而控制性能更好,可以在具有初始速度误差的情况下实现相对于空间目标的任意位置悬停。