卫星单元肼推进系统轨控过程不确定性研究

以卫星单元肼推进系统轨控过程为研究对象，利用数值模拟手段研究了轨控过程中推进系统贮箱压力、贮箱温度、轨控时长等参数对轨控效果的定量影响，考察了在轨标定推力系数对于轨控模型的修正效果。选取某近地卫星对其轨道控制历史数据进行分析，通过在轨实测数据对轨控模型进行了验证。结果表明，采用在轨标定推力修正系数能够有效地降低轨道控制模型的平均误差，平均误差值从3.615%减至1.924%；通过参数敏感性分析，得出贮箱温度的总体影响不超过0.2%，贮箱压力的总体影响不超过5%。通过对点火时长的影响分析发现，在不同的贮箱压力下，存在一个特定的临界点火时长；轨控时长低于临界点火时长时，贮箱压力的变化将不会被压力传感器识别。针对某低轨卫星，寿命初期箱压1.8MPa时，临界点火时长为8.5秒；寿命末期0.5Mpa时，临界点火时长为319.8秒。     

基于微型固体推力器阵列的轨道控制点火算法

为了解决基于微型固体推力器阵列轨道控制的推力器组合点火问题,优化了阵列布局,使其适用于轨道控制,得出了推力器坐标位置分布律。在此基础上研究了推力器阵列组合点火算法,建立了相应数学模型,进行了算法验证。仿真结果表明,设计的推力器阵列优化方案能够满足皮纳卫星轨道控制要求,所建数学模型能有效解决点火问题,设计的算法能够实现较快寻址。     

静止卫星倾角控制的最优策略

本文以倾角矢量作为无奇点轨道要素,建立静止卫星轨道倾角控制的工程实用数学模型,进而导出南北定点捕获和南北位置保持两种情况下统一的倾角控制燃料最优策略。本文结果适用于南北位置保持精度为0.05°至0.1°的任务,并且已经应用于我国实用通信广播卫星的飞行控制。     

航天器控制的现状与未来

航天器控制技术是决定航天器发展水平的关键技术之一.针对不同航天活动对航天器控制的特殊要求,分析了高性能卫星、载人航天器、月球探测器和深空探测器等航天器控制的现状.杨嘉墀院士指出航天器控制必将走向智能自主控制之路.进一步提出,航天器智能自主控制应秉承"理论方法、系统结构、器部件要同步研究"的思想和方法.从目前应用情况看,北京控制工程研究所提出的基于特征模型的智能自适应控制方法是大有前途的方法.     

太阳帆航天器的关键技术

将太阳帆航天器所涉及的关键技术划分为4个方面：总体设计、轨道和姿态动力学与控制、太阳帆材料及其性能、太阳帆折叠与展开。针对每项关键技术,基于对国外长期研究结果进行分析并阐述主要技术特征,梳理国内相关研究进展,包括笔者与合作者的研究成果,分析存在的主要问题。根据上述分析,指出我国发展太阳帆航天器应该重视的若干问题。     

"嫦娥一号"卫星轨控标定方法研究与实现

在航天测控任务中,对轨控效果进行标定并合理利用可以实现更为精准的轨道控制.提出了一种综合利用控前控后精密轨道、轨控过程遥测姿态数据、遥测加速度计测量数据对沉底发动机、轨控发动机、加速度计刻度系数进行标定的方法;介绍了该方法在中国首次月球探测任务中的应用情况;最后分析了标定结果对定轨及定姿精度的敏感程度,从而在理论上进一步说明在后续深空探测中利用精密轨道进行轨控标定的可行性和重要性.     

嫦娥一号卫星的地月转移变轨控制

文章阐述了嫦娥一号卫星地月转移阶段(从星箭分离到进入使命轨道)的高可靠、高精度自主变轨控制方案,介绍了飞行轨道、轨控策略及控制参数优化、星上自主变轨控制的系统设计和相关参数的地面标定等,给出了在轨飞行试验的验证结果。     

有限推力作用下相对运动的轨道控制方法研究

研究卫星在有限推力作用下的相对运动轨道控制问题。给出在地心惯性系描述的卫星相对轨道运动方程,根据最优控制理论提出一种有限推力作用下近似最优的轨道控制方法,该方法能适用于空间三维的轨道机动控制问题,最后通过数学仿真进行了验证。     

亚太多边合作,多任务小卫星轨道选择与控制

亚太多边合作、多任务小卫星(APMMSS)主要是由中国提出、亚太地区多成员国共同参与研制的一种新型小卫星。它的主要用途是对航天领域内的新技术如新型遥感CCD小相机、Ka波段雨衰通信等进行在轨试验。本文将根据该小卫星的有效载荷配置及其总任务要求,选择和设计其轨道。在此基础上对小卫星的发射、轨道保持和控制等情况进行分析,最后给出小卫星的轨道控制策略。