对地观测卫星总体参数多学科优化

针对对地观测卫星总体参数设计问题,建立了以对地观测性能最佳为目标的多学科优化模型,考虑姿轨控制、电源、结构、推进、有效载荷5个分系统的设计变量和相应约束条件,并考虑运载火箭对卫星设计的约束条件,通过经验公式建立分析模型.采用协同优化方法,利用外点罚函数法将系统级优化问题转化为无约束优化问题以改善协同优化系统级的数值缺陷,建立了多学科设计优化框架.计算结果表明通过优化可提升卫星的对地观测性能,验证了该方法的合理性.建模思路与优化方法可望用于更贴合工程实际的卫星参数设计.      

捷联惯导/星敏感器组合系统的在轨自标定方法研究

研究了捷联惯导/星敏感器组合系统中对陀螺仪和星敏感器进行在轨自标定的方法。分析捷联惯导系统和星敏感器的误差源,对陀螺仪随机漂移和星敏感器安装误差进行建模并列入系统状态,建立系统状态方程;利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测,建立量测方程。设计卡尔曼滤波算法,经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值,从而实现组合系统的在轨自标定。仿真结果表明,基于卡尔曼滤波的在轨自标定方法能够标定出85%以上的陀螺仪随机常值漂移和95%以上的星敏感器安装误差。     

非合作目标追踪与相对状态保持控制技术研究

基于考虑J2摄动影响的改进Hill方程数学描述,将最优机动问题转化为标准线性规划问题,为在轨服务系统对非合作目标的接近过程进行路径规划,针对卫星跟踪以及悬停的特殊相对运动状态设计控制方法,实现近距离相对轨道的精确控制.最后通过数学仿真验证方案的正确性和有效性.     

月球卫星轨道设计优化

利用带谐项J₂和J₃对月球卫星轨道进行了优化设计.首先分析了月球卫星轨道摄动因素对轨道的影响,其次推导了对应于J₂和J₃项的冻结轨道计算公式,并通过对仅包含月球引力场模型的运动微分方程,直接积分计算轨道的变化进行了验证.最后,通过合理选择初始轨道的偏心率e_o和近月点幅角ω_o,对月球卫星极轨道进行了优化设计,给出了设计公式并进行了仿真.结果表明,这种优化设计方法是很有效的.     

近地卫星和星座离轨机动研究

空间碎片减缓的积极措施之一是要求近地卫星在使命完成以后进行离轨机动,然后依靠大气阻力作用使卫星在不到25年的时间内自行消失.对此,研究了离轨机动的代价与使命后寿命的关系,提出并解决了正问题和逆问题;介绍了计算卫星寿命的高效率方法.为近地轨道卫星的设计提供了处理离轨机动问题的实用方法.     

路由算法在LEO通信星座构型优化中的应用

低轨(LEO,Low Earth Orbit)通信星座的特殊功能决定了其构型优化需要综合考虑成本、覆盖和路由性能等因素.以往的研究往往忽略了路由性能,导致优化得到的构型不能很好的满足要求.首先给出了两个意义明确的星座路由性能的评价指标,然后通过将它们作为目标函数进行仿真,验证了其优化必要性和评价有效性.最后利用多目标遗传算法实现了星座的构型优化.仿真结果显示,将路由算法加入到星座的构型优化中,在仅对星座构型参数进行微调的前提下,不仅满足了成本、覆盖等基本要求,而且星座的路由性能大大提高.     

载人登月着陆器奔月窗口搜索方法

对环月轨道共面交会的载人登月任务中,着陆器(LM)奔月零窗口与轨道参数精确快速设计方法进行了研究。任务采用人货分离奔月模式,着陆器于载人飞船到达环月轨道前抵达环月共面交会轨道,着陆器近月点一次共面减速完成近月制动。提出一种三层快速精确奔月窗口搜索方法:第一层采用地心二体轨道理论解析计算月窗口及奔月轨道参数初值,作为正确性基本参考;第二层采用改进的双二体解析动力学模型求解月窗口内奔月轨道参数变化规律;第三层采用高精度轨道动力学模型和SQP_Snopt优化求解奔月零窗口及轨道参数精确解。仿真结果表明,本文提出的三层逐级奔月窗口搜索方法能快速精确求解载人登月任务中着陆器奔月窗口及精确轨道参数,也揭示了影响着陆器奔月窗口的主次因素和规律,为中国未来载人登月工程提供参考。     

常推力机动模型在低轨卫星定轨预报中的应用

轨道机动控制在低轨卫星在轨活动中十分常见,尤其近年来电推进技术的发展,其具备比冲高、推力稳定的特性,在低轨卫星中得到广泛应用。轨道机动控制会引起轨道参数变化,需要通过定轨手段,确定控后轨道,而常规定轨方法不考虑机动模型,需要一段时间的无轨控的测量数据进行定轨,由于短时间内无法获取足够的测量数据,尤其针对电推进器卫星,单次机动时间长,且控制频次高,无轨控测量数据更为有限,导致估计大气阻力系数误差偏大,通常不估计,预报精度相对有限,只能降低轨道控制频次,获取更多测量数据定轨,导致轨控时长增加。因此,考虑在定轨模型中加入机动模型,对推进器的推力大小和方向构建模型,并引入推力大小和方向变量,利用轨控阶段的测量数据,实现大气参数估计、推力器推力大小和方向估计,利用最小二乘法实现对机动状态下的推进器摄动模型构建与求解,获取相对可靠的轨道根数和大气参数,通过实际GNSS数据和轨道机动验证,采用机动模型的定轨精度与无轨控阶段的定轨精度基本一致,并且由于采用更长的测量数据,可以获取更为可靠的大气阻力系数,提高频繁机动情况下的低轨卫星预报精度。     

单星导航HEO卫星初轨确定算法

HEO(Highly Elliptical Orbit)轨道卫星利用星载GPS(Global Positioning System)进行自主定轨面临的主要难题之一就是解决在单颗导航卫星条件下的初轨确定问题.从理论上分析了利用单颗导航卫星的观测量确定HEO卫星轨道初值的所需满足的条件,指出了利用F.G级数法求解初值存在的问题,提出了一种基于轨道根数约束的迭代批处理算法,该算法无需复杂的数学运算,避免了F.G级数法用短弧资料定初轨时系数矩阵秩亏的影响.仿真结果表明,当先验轨道根数误差在允许范围内取值时,在考虑轨道射入误差的情况下,初值的位置偏差在10⁴ m量级,速度偏差在10⁰ m/s量级,能够根据单颗导航卫星的短弧观测值可靠地完成轨道初值的确定.     

基于数据融合及GA-BP算法的GEO高能电子通量预测

为了提高GEO大于2MeV电子通量提前一天的预测效率;采用基于模拟退火算法和最小二乘拟合的数据融合算法处理GOES系列卫星电子通量数据;以融合后的数据为基础建立遗传算法优化BP神经网络(GA-BP)模型。模型输入参数包括太阳风速度、地磁指数（包括SYM/H、Ap、AU、AE、Dst）、大于0．6MeV电子积分通量和大于2MeV电子积分历史通量;各参数的时间分辨率均为日均值;同时以1999-2007年的数据为训练集;使用数据融合后的GA-BP模型预测2008-2010年的电子积分通量;将预测结果与其他经典模型的预测结果进行比较。结果表明:采用模拟退火算法将位于75°W区域的卫星数据投影到135°W区域;数据误差变小;融合效果更好;大于2MeV电子通量提前1天预测效率为0.863;最高预测效率可达0.931;优于以往很多模型的预测精度。>