基于改进伪谱反馈控制的远程变轨闭环制导

利用最优反馈控制和轨迹快速重构技术,设计一种有限推力空间远程变轨自适应闭环制导方法。首先给出了最优反馈控制的求解原理和必要条件。将空间变轨动力学模型特点和伪谱法相结合,设计基于状态量缩减的计算效率改进策略以提高轨迹优化的实时性。基于改进伪谱法进行逐次轨迹快速重构,利用开环最优解形成闭环反馈,从而保证制导指令的实时更新,并通过引入控制逻辑改进制导算法。远程交会仿真表明,该闭环制导方法在保证任务指标具有一定最优性的同时,可以有效抑制多种参数不确定性和外界干扰的影响,具有较高的制导精度、自适应性和鲁棒性。     

一种基于天文测速的火星捕获段天地联合导航方法

为提高火星捕获段探测器的导航精度,提出一种基于天文测速的天地联合导航方法。该方法在地面无线电测距、测速的基础上,引入探测器与恒星的视向速度作为新增观测量,采用扩展卡尔曼滤波(EKF)对探测器状态进行估计。理论分析与仿真结果均表明,与仅依靠地面无线电导航相比,采用基于天文测速的天地联合观测导航方法能有效提高探测器的位置与速度估计精度,且导航精度的提升效果与马尔柯夫最优估计理论的预测值有较好的吻合度。当天文测速精度与地面测速精度相当时,位置估计精度较地面无线电导航提高了近一倍。     

载人航天器在轨维修地面仿真验证技术

为满足载人航天器型号对微重力和真空环境下的维修性仿真验证需求,文章提出并实现了一种混合式仿真验证平台。阐述了在轨维修仿真验证平台整体构架,建立了航天员模型、航天服模型及舱体维修模型,给出了在轨微重力和真空环境下进行维修的可视性、可达性及维修操作时间的仿真验证方法。利用该平台对在轨维修任务进行仿真验证,结果表明,该平台可以有效仿真和验证在轨维修,为维修性设计和优化提供了手段。     

空间武器平台潜伏轨道分布模型研究

从敌方空间目标出发,提出了空间武器平台潜伏轨道的概念,分析了空间武器平台潜伏轨道的分类以及影响潜伏轨道选择的因素;进而提出选择空间武器平台潜伏轨道的原则;建立了多目标、多轨道情况下,潜伏轨道的分布模型;给出了目标威胁度及平时利用率约束下的优化模型,并通过算例对模型的可靠性进行了验证。     

地-月低能耗转移轨道中途修正问题研究

采用地-月低能耗转移轨道的探测器从地球停泊轨道转移到极月轨道一般需要3~4个月时间,这类转移轨道对入轨精度有较高的要求。本文对地月转移轨道中途修正问题进行了研究。文中结合地-月低能耗转移轨道的特点,给出一种分段式多目标多次中途修正方案。利用显式制导结合牛顿迭代,分别以地球和月球作为中心天体求解兰伯特问题,在假设探测器各种轨道误差的基础上进行了蒙特卡罗仿真。采用该方法一般需要3~5次中途修正能够满足月球探测器环月轨道入轨精度要求,整个转移过程燃料消耗小于传统地月转移轨道。文中给出的仿真结果验证了该方案的可行性。     

地心惯性坐标系到质心轨道坐标系的坐标转换方法

卫星编队飞行通常需要高精度的星间基线测量信息,而坐标转换是影响基线确定精度的一个重要环节。以分布式InSAR为例,着重研究了从地心惯性坐标系到卫星质心轨道坐标系的转换方法,详细地推导了具体的转换公式。仿真实验表明:在相同的测量条件下,直接方法的转换精度优于间接方法。并且就目前的测量条件而言,卫星的绝对速度测量是影响直接方法转换精度的主要因素。     

近地热环境参数对航天器温度影响浅析

介绍了目前国际上普遍采用的近地轨道热环境参数与传统参数之间的差异。对不同轨道的两个航天器,分别按两种参数取值进行了温度计算。结果表明,与国际上目前采用数值相比,采用传统的热环境参数值会使得计算的高温工况外热流偏低,而使低温工况时外热流偏高,从而对航天器内部温度会造成1℃～2℃的偏差。     

晨昏轨道摄动特性分析

针对晨昏轨道演化问题,根据不同摄动源对半长轴、偏心率矢量、倾角矢量进行公式推导与演化分析,并重点对降交点地方时漂移进行分析,证明晨昏点的简谐振荡特性向开口向上的抛物线漂移特性转化,最后结合实际的轨道动力学数据进行检验.结果表明,通过准确的入轨控制,可以实现晨昏轨道的降交点地方时十余年的长时间保持,既保障了卫星具有良好光照和能源供给,同时又能应用于长寿命卫星在轨测控与管理的能源预测、轨道数据注入核查等方面.     

初始运行条件对空间飞行器飞行影响研究

某试验型微小空间飞行器用于检测空间探测技术,通过对该飞行器运动轨迹及姿态变化的研究,对比分析空间探测技术的实时响应和检测精度。针对发射过程中,扰动会改变空间飞行器自由飞行过程的初始运行条件的问题,建立计及环境因素的空间飞行器轨道动力学和基于欧拉方程的姿态动力学模型,并对飞行器在不同初始运行条件下的运动过程进行数值研究。结果表明:改变初始条件,飞行器运动过程将产生不同程度的变化;入轨初速度越大,飞行器轨道离心率和周期越大;非零发射角将引起轨道偏移和旋转,俯仰发射角主要引起俯仰角变化,偏航发射角主要影响滚转角和偏航角,并且角度越大,幅度越大;自转角速度越大,姿态角变化越小。     

一种基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法

针对航天器空间变轨任务的制导问题,研究了一种适用的迭代制导算法。在传统迭代制导方法的基础上,直接在地心惯性系中建立最优控制模型,以推力方向矢量为控制量来适应大姿态角变化情形;推导直接以目标轨道要素为终端约束的边界条件,给出终端约束方程求解精度和入轨精度的关系;得到一种简单有效的基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法。通过仿真验证了所给制导算法的有效性,相比传统迭代制导方法其具有更强的适应性。