基于摄动的不稳定编队协同控制系统仿真

编队卫星构形精确保持是实现分布式卫星任务的关键技术。基于摄动对编队相对轨道构形的影响,针对卫星轨道半长轴有偏差的不稳定编队,设计了一种基于视线测量无主星编队的循环协同控制系统。编队中每一颗卫星跟踪自己轨道前方邻近卫星,产生一个视线测量矢量,编队的第一颗卫星追踪最后一颗卫星,产生循环编队,将编队卫星之间的视线距离作为反馈控制量来实现队形控制,文章给出了相对摄动力方程和控制系统的仿真算例,仿真结果表明,该循环协同控制系统能够实现队形控制的稳定性。     

自主运行卫星编队构形重构控制策略仿真分析

采用模糊逻辑控制器与LQR相结合的控制策略来解决自主运行卫星编队构形重构问题。首先,基于Hill方程,利用LQR理论设计控制器;然后,设计模糊逻辑控制器,利用编队运行中的导航信息、通信信息以及任务优先级信息,对控制器增益进行模糊调节。该控制策略可以有效实现编队构形重构,且能在燃料消耗量与任务优先级和构形差异之间达到折衷。仿真结果表明了方法的有效性。     

基于平方根UKF的双星编队相对状态自主确定

基于AFF技术,提出了一种利用类GPS敏感器进行星间测量的双星编队相对状态自主确定算法。该算法以双星编队相对轨道和相对姿态运动方程为状态方程;为消除系统误差和钟差的影响,用同一卫星不同接收天线之间的伪距观测值的单差来构造测量方程;为保证协方差阵的正定性,提高计算精度和速度,应用平方根UKF滤波方法进行双星编队相对状态的自主确定。仿真结果验证了所给出方法的可行性和有效性。     

基于脉冲星相关的编队航天器间相对距离的确定

针对编队航天器间相对导航的需要,提出了利用脉冲星的脉冲接收信息确定编队航天器间相对距离的方法。该方法利用编队航天器对同一脉冲星的观测信息,将不同航天器接收的脉冲星信号进行相关处理而获得航天器间相对距离。同时通过对脉冲星频谱特征的分析,给出了相对距离估计的精度。结合实际的编队航天器系统的轨道信息进行了仿真,结果表明,利用相关估计的方法可以完成航天器间的相对距离确定,为今后航天器编队飞行的应用提供了新的技术支持。     

J2和大气阻力摄动下卫星编队队形控制

针对低轨运行的编队卫星在J2和大气阻力摄动作用下其编队队形会很快遭到破坏的情况,以平均轨道根数描述卫星编队中从星相对于主星的相对轨道构形,基于高斯摄动方程,给出了在这两种摄动作用下的、以平均轨道根数为被控制量的状态方程并设计了相应的非线性控制律控制卫星编队队形。最后,数值仿真结果验证了所给出控制律的有效性。     

基于遗传算法的卫星攻击轨道优化方法

在空间攻防与卫星对抗中,当目标卫星周围有若干小卫星以编队形式对其绕飞时,为使拦截卫星成功击中目标卫星,并且避开编队小卫星的防御区,必须对拦截卫星攻击轨道进行规划。寻找到一条既能满足安全性、快速性,又能节省燃料的最优路径。而利用经典数学规划方法,如序列二次规划方法,虽能寻找到最优路径,但并不适应于解决空间对抗中复杂攻防环境模型下的轨道规划问题。为此本文提出基于遗传算法的拦截卫星攻击轨道寻优方法。建立目标卫星编队小卫星的动态防御模型作为环境模型,采用可变长度实数编码方式,根据攻击轨道安全性、快速性、燃料消耗最少等要求建立综合适应度函数,并对遗传算子及置换运算方法进行设计。通过仿真验证,本文提出的轨道优化方法能够寻求到最优攻击路径,并且算法收敛速度较快。     

J2摄动影响下的卫星编队稳定性分析、仿真与构形设计

从坐标变换矩阵入手，得到小偏心率参考轨道卫星编队较精确的相对运动分析解，继而深入地分析在地球J2项摄动影响下编队构形的破坏机理并对构形破坏做出层次上的划分，为进一步地研究编队构形保持与控制方法提供思路；以此为基础，提出使卫星编队构形稳定的轨道约束条件，同时得到基于三轴(即参考卫星轨道的径向、沿迹向、轨道面法向)振动同步的编队构形设计方法；最后，通过使用STK软件的数值仿真证实了以上分析的正确性和方法的有效性。     

卫星编队飞行碰撞预警策略仿真研究

针对近地圆轨道编队卫星碰撞预警问题,建立了仿真想定。提出了以拟最大瞬时碰撞概率为检测指标的碰撞预警策略,利用典型轨道仿真验证了策略的有效性。拟最大瞬时碰撞概率的计算,需要求解预警时间段内编队卫星间的最小距离和发生时刻。通过对距离平方的导数函数的分析,提出了一种变尺度直接逼近算法,用于寻找距离函数的极点,从而完成极小值的求解。对典型轨道的仿真结果显示：变尺度直接逼近算法能够完成距离函数最小值的求解。的研究成果将对卫星编队碰撞预警的工程化提供有益的参考。     

卫星编队脉冲机动维持控制与策略

针对近地圆轨道卫星编队维持问题，开展了脉冲控制方案与维持控制策略研究，并搭建了仿真环境进行验证。根据相对轨道根数(relative orbital elements, ROEs)的状态转移方程，推导了各ROEs元素在J₂摄动下的漂移速率，并针对编队构型受到空间摄动的破坏问题，提出了两种不同的编队脉冲控制方案和维持策略。基于空间圆编队长期维持需求，建立了包括高精度轨道递推算法的任务仿真环境，从脉冲消耗与控制误差对提出的方案策略进行了分析讨论，验证了脉冲方案与维持策略的可行性。仿真结果表明，所提出的脉冲控制方案与维持策略具有较高的有效性及可靠性，可用于未来空间编队飞行任务。     

基于一致性算法的卫星编队姿轨耦合的协同控制

针对卫星编队一主多从结构的相对轨迹、姿态的协同控制问题,提出了一种基于Lyapunov方法的编队飞行协同控制策略。该控制策略将分布式控制思想引入卫星编队飞行的相对轨迹、姿态的动力学系统中,使各从星保持编队构型的同时沿期望轨迹相对主星绕飞。从理论上证明了系统的渐近稳定以及对外部干扰的抑制,并基于一致性算法理论定量地分析了通信拓扑结构为有向图情况下控制器参数的选择范围。此外,利用星星间的相对位置信息确定各从星的期望姿态和角速度,以确保对卫星编队进行姿态协同控制,达到跟踪同步的目的。最后将提出的算法应用于卫星三角形编队飞行的协同控制,仿真结果表明该方法的可行性与有效性,具有潜在的应用前景。     

再入弹道的近似计算

通过大量的计算和理论上的简化,给出了极其简单的、计算量很小的再入弹道的近似计算公式,它很适于用在反导武器系统中。同时还给出了大气密度的简化模型。     

卫星自主定轨中轨道摄动仿真

本文针对组合大视场星敏感器卫星自主定轨方法,建立了地球非球形摄动下的广义卡尔曼滤波仿真模型,滤波过程采用了新的改进算法。通过计算机仿真,说明该自主定轨方法具有很高的位置、速度均方误差估计精度且算法是收敛的。计算给出了一日内的卫星轨道,反映了在地球非球形摄动下轨道的变化情况,且对轨道面的进动进行了计算。     

航天器轨道机动时机建模与仿真

航天器遂行轨道机动任务,机动时机是影响轨道机动消耗的一个重要参数。合理选取轨道机动时机可以节省航天器的机动时间与燃料消耗。根据航天器初始轨道与目标轨道的关系,给出了航天器轨道机动时机的概念与表示方法,建立了航天器轨道机动时机的模型,并进行了仿真分析,得出了航天器的机动能力对于轨道机动时机的影响关系。     

卫星任务分析与轨道设计数字化平台

针对卫星一体化、数字化设计的趋势,以通用卫星分析工具STK(SatelliteToolKit)为基础,利用STK/CON模块提供的接口功能,把面向用户要求的轨道设计程序与STK强大的演示和验证功能通过VC 编成的外部命令结合起来。在针对用户不同任务要求基础上实现了集设计、分析、仿真、验证和强大数据功能于一体的卫星任务分析与轨道设计数字化平台。该平台可以实现卫星轨道设计的全数字化、快速化、可视化以及多功能性,为卫星轨道设计方案的优选、优化和验证提供基础。     

基于天基空间目标监视系统的定轨技术研究

天基空间目标监视系统是进行空间目标监视与跟踪的重要发展方向,通过对美国即将运行的空间目标监视跟踪系统(SBSS)的分析,按照其设计思想和运行环境,仿真实现了SBSS对空间目标的定轨功能.设计了SBSS系统覆盖区域的简易算法,可以快速准确判断目标的可观测区域,为星座设计提供必要的支持.针对星上计算机能力有限的特点,提出了基于拉格朗日5点法求状态转移矩阵的定轨算法.仿真试验证明,SBSS系统对空间目标的覆盖区域比地基监视系统显著增加,同时,改进的定轨算法可显著缩短定轨时间、提高定轨精度,其中低轨道空间目标定轨误差10米,高轨道空间目标定轨误差500米左右.     

基于天基观测的空间目标变轨识别算法研究

随着太空事业的发展,对空间目标的管理,尤其是对非已控目标的监视是十分重要的,而轨道机动给空间目标监视带来了很大的困难.就针对变轨识别问题,给出了一种基于天基监视系统的空间目标变轨识别算法,并进行了相应的仿真计算和验证,具有一定的实用价值.     

基于HLA的卫星轨道机动仿真研究

针对STK(Satellite Tool Kit)在联合作战仿真中实时互操作能力的不足,提出了一种灵活的基于HLA(High Level Architecture)的卫星轨道机动仿真系统设计方法。建立了圆轨道之间平面内霍曼转移、平面外单脉冲和双脉冲轨道转移三种轨道机动模型,设计了多视图可视化表现子系统和仿真对象模型(Simulation Object Model,SOM)。与STK的仿真结果对比表明了该方法的可行性和模型的有效性。     

基于星敏感器的最小二乘估计自主定轨方法

基于星敏感器的航天器自主定轨,不同于基于GPS和跟踪与数据中继卫星系统的自主定轨,它是采用星敏感器对背景恒星的观测资料进行定轨.使用第一类无奇点根数状态微分方程,利用星敏感嚣视场中的多个恒星以及底片坐标,计算视场中心天球坐标的最优估计值,从而建立条件方程,采用最小二乘估计快速确定航天器的轨道.这种方法可以彻底摆脱航天器定轨对地面测控设备的依赖,实现真正的自主定轨.该方法的实现大大降低了航天任务的成本,同时,可缓解地面测控资源的紧张和冲突问题.     

近圆参考轨道卫星编队脉冲控制方法

针对高斯摄动方程在描述近圆轨道时其近地点幅角和平近点角存在奇异性的问题,采用非奇异轨道要素描述卫星轨道运动,推导了适用于近圆参考轨道编队的非奇异轨道要素脉冲控制模型。基于该模型,首先设计了一个法向脉冲同时调整轨道倾角和升交点赤经偏差;然后,先假定采取在两个位置分别同时施加切向和径向脉冲的策略调整其余轨道要素偏差,分析了如在第一个位置施加切向脉冲时将会导致的复杂非线性问题,从而提出了一种在轨道上的某两个位置分别仅施加径向和切向脉冲的双脉冲控制修正算法,并且分析了该算法的燃料消耗情况。最后通过数值仿真验证了算法的简单性和有效性。     

基于X射线脉冲星的高轨卫星自主初轨确定

介绍了X射线脉冲星轨道确定原理,在分析脉冲星相位模型的基础上,推导了X射线脉冲星轨道确定算法,讨论了时间估计法在解模糊度问题中的应用,针对高轨卫星提出了利用其大致高度信息辅助解模糊度的方法。对地球静止轨道卫星初轨确定进行了仿真,结果表明选用周期较大的脉冲星并采用时间估计与高度信息辅助的方法可以有效解决模糊度问题,并达到几十公里级的初轨确定精度。