J_2摄动影响下椭圆参考轨道的相对运动模型研究

Hill方程和Clohessy-Wiltshire方程广泛用于解决编队飞行卫星的相对运动,这些方程的线性化基于三点假设：理想球体、圆参考轨道和相对距离足够近。这些假设带来较大的模型误差,没有考虑J2摄动的影响和椭圆参考轨道。针对这个问题,提出一种线性化的相对运动模型,充分考虑了J2摄动带来的相对运动长期漂移,以及利用J2摄动下瞬根与平根的转化,建立了基于初始瞬根和瞬根差的椭圆参考轨道相对运动模型。仿真结果表明该模型有效。     

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。     

目标监视绕飞导引方法研究

针对空间非合作目标近距离监视机动飞行,在给出视线坐标系中两航天器的相对运动数学模型的基础上,建立了跟踪飞行器的轴向轨控发动机模型,提出了直接以发动机产生向心力对目标进行绕飞的控制方法,并完全利用跟踪飞行器上光学相机所提供的观测信息,设计出一种在绕飞面控制视线转率为非零常值,同时在纵平面辅以比例导引的制导方法,使跟踪飞行器能在以目标为中心的近圆相对轨道上飞行.讨论了该方法下可实现绕飞的条件,给出了控制方法,通过数学仿真,验证了该方法的可行性.     

低轨回归轨道卫星轨迹漂移特性分析与控制

针对低轨回归轨道卫星,建立了星下点轨迹漂移的数学模型,研究了星下点轨迹保持控制的问题。首先,分析了回归轨道星下点轨迹的约束条件,给出了星下点轨迹漂移与卫星轨道根数偏差之间的关系。在此基础上,将星下点轨迹保持控制问题转化为基于平均轨道根数的相对轨道控制问题,其中参考卫星是虚拟的,仅受到地球引力影响,利用高斯摄动方程建立了包含J₂摄动和大气阻力摄动的相对运动方程,基于Lyapunov理论设计了星下点轨迹保持的相对平均轨道根数反馈控制律。仿真结果表明,所设计的星下点轨迹控制律能有效地实现星下点轨迹保持的要求。     

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CARTWHEEL构型的小卫星星座有效基线分析

编队小卫星有效基线分析是编队小卫星SAR系统性能分析的关键,提出了针对Cartwheel编队构型的精确基线分析方法.将小卫星星座绕飞轨迹Hill方程与地球自转相结合,综合考虑两者的影响,精确的对Cartwheel构型星座有效基线进行仿真计算,并且对星座在不同轨道位置的基线偏差进行了分析.     

低轨星座构型保持研究现状与分析

稳定的构型是星座发挥其正常功能的基础。首先结合卫星在轨运行动力学环境，回顾了地球重力场模型、日月引力模型、大气模型与太阳光压模型的发展，在此基础上介绍了大气模型和太阳光压模型的在轨修正技术。其次，阐述了星座构型保持的必要性与可行性，总结归纳了摄动补偿法、预先设计法、全局优化法、阻力差分法与极限环保持法等构型保持方法，对比了绝对保持与相对保持的控制基准与方法特点。最后，展望了针对不同高度的低轨(low Earth orbit, LEO)星座构型保持，旨在为LEO星座的构型保持策略设计提供参考。     

基于小波变换的轨道摄动时间序列建模及仿真

卫星摄动分析是卫星定轨的关键。卫星摄动变化规律复杂,直接影响定轨精度和计算效率。在摄动力分类和轨道摄动偏差统计分析的基础上,给出了一种基于小波变换的卫星轨道摄动时间序列分析建模方法。研究了基于小波变换的卫星轨道摄动偏差特征提取方法,能够对轨道摄动偏差做出很好的预测和噪声平滑;采用时间序列分析方法,构造了摄动偏差残差的统计模型;建立了基于卫星轨道摄动偏差残差AR（2）平稳时间序列表示的稀疏参数化卫星摄动的精确模型,达到对卫星轨道进行有效预测的目的。     

快速仅测角相对导航初始相对轨道确定方法

针对线性化的测量模型和相对运动模型会导致仅测角相对导航星间距离不可观测的问题, 提出一种快速仅测角相对导航初始相对轨道确定(initial relative orbit determination, IROD)方法。首先, 采用相对轨道根数(relative orbit elements, ROE)建立非线性相对运动模型, 该模型可以将星间距离和相对轨道形状进行解耦。然后, 在线性理论获得的共线性解附近系统地改变星间距离大小, 并执行一系列最小二乘拟合, 随后采用二分法或牛顿迭代法快速在全局范围内找到最小拟合残差的最优解。最后, 通过搭建的半物理仿真平台对该方法在4种轨道场景中的性能进行仿真测试, 验证了所提方法的有效性。     

GEO-LEO双站SAR地面分辨特性及轨道构型分析

针对地球同步轨道卫星发射低轨道卫星接收的新体制双站合成孔径雷达(geosynchronous-earth-orbit-low-earth-orbit bistatic synthetic aperture radar,GEO-LEO BiSAR)具有收发平台轨道差异大、空间大尺度异构等特点,对地面分辨特性和轨道构型进行了分析。文中从收发平台的空间几何关系出发,深入分析了地面二维分辨率和分辨率方向角等性能,给出在不同观测模式下的构型约束规律,并规划了轨道构型设计方案。仿真实验结果验证了理论分析的正确性。     

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。     

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。     

非合作目标自主交会的开关控制

针对面向非合作目标的航天器相对轨道动力学系统,研究了基于视线制导的开关控制问题。详细推导了视线相对运动模型,并定性分析了重力差项。基于相平面法,分别独立设计了横向和纵向相对运动通道的开关曲线控制算法。针对横向控制,基于比例导引律设计了开关曲线,并利用李雅普诺夫方法给出了稳定性证明。针对纵向控制,采用双开关曲线,并给出了一种相应的设计方法。数值仿真分析验证了所提出的开关控制方法的有效性。     

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。     

一类不确定非线性系统的鲁棒输出跟踪控制器

研究了一类不确定非线性系统的鲁棒输出跟踪问题 ,目的是在未满足不确定性匹配条件的情况下设计精确跟踪参考轨迹的状态反馈控制器。为了补偿不确定性 ,将鲁棒输出跟踪控制器的设计问题转化为最优控制器的设计问题。证明了鲁棒输出跟踪问题的解可通过最优控制的解而得到 ,通过仿真说明了这种设计方法是行之有效的。     

重复使用运载器末端能量管理段轨迹线设计

为了研究重复使用运载器末端能量管理段的下滑轨迹线设计,给出了基于高度和动压的质点动力学的设计方法。首先,将基于时间历程的质点动力学方程转化为基于高度剖面的质点动力学方程,同时利用动压代替速度,使轨迹形状直接和动压约束相关。接着,利用基于动压和高度剖面的质点动力学方程,结合末端能量管理段制导与控制的特点,将不同的轨迹设计问题转化为不同的数学优化问题,并且给出了轨迹设计的数学方法和步骤,主要包括:最陡下滑、最大升阻比下滑和参考下滑轨迹剖面的设计。最后利用上述方法,针对所研究的重复使用运载器的对象特性,设计了具体的轨迹剖面和能量走廊。结果表明此方法具有较强的实用性和工程性。     

Shift control method for the local time at descending node based on sun-synchronous orbit satellite

This article analyzes the shift factors of the descending node local time for sun-synchronous satellites and proposes a shift control method to keep the local time shift within an allowance range. It is found that the satellite orbit design and the orbit injection deviation are the causes for the initial shift velocity, whereas the atmospheric drag and the sun gravitational perturbation produce the shift acceleration. To deal with these shift factors, a shift control method is put forward, through such methods as orbit variation design, orbit altitude, and inclination keeping control. The simulation experiment and practical application have proved the effectiveness of this control method.     

J2摄动下编队构形保持脉冲控制方法

针对卫星编队轨道构形在J2摄动干扰作用下被破坏的问题，给出了两种构形保持脉冲控制策略。首先，分析J2摄动对编队卫星相对轨道要素的影响，即J2摄动使相对升交点赤经、近地点辐角和平近点角产生长期漂移。然后，结合高斯摄动方程，分别设计了切向加法向脉冲和径向加法向脉冲两种控制方法修正从星升交点赤经、近地点辐角和平近点角的偏差，从而实现卫星编队的构形保持。数值仿真结果表明，两种方法都能够有效地修正编队构形偏差，且采取切向加法向脉冲的构形修正方式更有利于节省燃料消耗。