椭圆参照轨道的理想卫星编队队形设计

为了建立椭圆参照轨道卫星编队飞行的理想编队队形,该文从参照轨道要素描述的精确相对运动方程出发,概括出椭圆参照轨道的编队运动特点。依据这些特点,找到了几类具有特殊几何构形的理想编队轨道,并分析设计出由三颗星组成的用于遥感探测的3种编队队形。利用参照轨道要素方法能较方便地找到可能存在的理想编队轨道和队形,并解出相应的轨道要素;为设计有实用价值的考虑摄动的自然编队轨道和进行编队初始化提供科学依据。     

遗传算法在近圆轨道编队设计中的应用

椭圆参考轨道的卫星编队队形设计比圆参考轨道要困难得多,有时很难找到符合队形要求的初始条件。基于L aw den方程,给出了利用遗传算法设计椭圆参考轨道情形下的星下点圆形编队设计方法。由于参考轨道为大偏心率椭圆轨道时不存在圆形星下点队形,只讨论了参考轨道为小偏心率椭圆的情形。与对圆参考轨道的C-W方程初始条件进行修正的方法相比,该方法有更高的设计精度。最后使用脉冲推力模型求解了椭圆参考轨道编队的能量最省队形重构的轨迹规划问题。结果表明,遗传算法可以很好地应用于小偏心率参考轨道编队的队形和重构轨迹设计中。     

地日系统中Lagrange点附近的编队队形重构

Lagrange点附近的编队研究对深空探测有着非常重要的意义。该文研究了利用双脉冲变轨实现三体问题中Halo轨道附近编队的队形重构问题。证明了在短时间重构时,三体问题中存在着与Hohmann变轨类似的结论:始末脉冲法是双变轨法中能量最优的重构方法。给出了实现重构所需能量的近似解析表达式和精确计算的数值方法。短时间重构的情况下,数值方法与解析方法得到的结果几乎相同。结果表明:在使用始末法实现重构时,重构所需要能量随重构时间的增加而减少,随重构半径的增加而增加。     

地日系统中Lagrange点附近的编队队形重构

L agrange点附近的编队研究对深空探测有着非常重要的意义。该文研究了利用双脉冲变轨实现三体问题中H a lo轨道附近编队的队形重构问题。证明了在短时间重构时,三体问题中存在着与Hohm ann变轨类似的结论:始末脉冲法是双变轨法中能量最优的重构方法。给出了实现重构所需能量的近似解析表达式和精确计算的数值方法。短时间重构的情况下,数值方法与解析方法得到的结果几乎相同。结果表明:在使用始末法实现重构时,重构所需要能量随重构时间的增加而减少,随重构半径的增加而增加。     

J2摄动对编队飞行卫星相对轨道构形的影响

利用相对轨道根数法研究J2摄动对卫星编队飞行的相对轨道构形的影响,并利用高精度的算法进行数值仿真。结果表明:摄动可以使相对轨道构形发生转动与漂移两种变化。摄动引起相对轨道构形变化的形式,取决于参加编队卫星的轨道根数。当主、从星的轨道参数中只有升交点赤径不相同时,摄动对相对轨道构形几乎没有影响;当主、从星偏心率不相同时,摄动将引起相对轨道构形的转动;而当主、从星之间轨道倾角、近地点幅角和近地点时刻各不相同时,摄动将引起相对轨道构形的漂移。     

微小卫星编队飞行仿真平台设计

为了进行微小卫星编队飞行设计,设计了一个仿真平台。该仿真平台由两颗模拟卫星和控制中心组成,通过星间RF设备和网络控制器形成三节点星间网络,并可以根据需要增加模拟卫星的数量。模拟卫星载有多个物理的敏感器和执行器,能够对其性能进行测试。在此平台上设计了双星主从控制、双星协同控制、三星主从控制、三星协同控制、单星失效模式等多种控制策略。通过GPS伪距差分技术进行相对定位外场实验,给出了编队飞行控制仿真所需的相对定位精度,同时也验证了星间网络的功能和可靠性。     

编队飞行卫星相对运动的零J2摄动条件

地球形状摄动对卫星编队飞行的相对运动有很大影响,会使卫星的相对轨道发生转动或漂移。该文推导了主、从星沿小偏心率轨道运行情况下的相对轨道的零J2摄动条件。如果编队卫星的交点周期和节线的进动速率相等,那么J2摄动对相对运动没有影响,卫星可长期保持编队飞行。在选取的主、从星轨道根数之差为小量的前提下,给出了零J2摄动的一阶近似条件的解析表达式。仿真结果表明,当编队卫星的相对运动满足零J2摄动的一阶近似条件时,卫星相对运动轨道构形的漂移明显减少。     

卫星编队飞行的协同控制

为了实现卫星编队飞行任务,设计了卫星编队飞行队形协同控制。考虑控制精度以及小推力卫星变轨时间长等特点,采用了相对运动的非线性动力学方程进行数学建模,并采用精度较高的相对轨道根数法设计了目标队形。应用滑模控制理论,设计了跟踪控制器,并通过Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统全局渐近稳定性。通过一个“1颗主星与3颗从星”编队的测量基线放大控制仿真,验证了该控制器的可行性。结果表明,该控制器具有控制精度高、实时性强等特点,可用于卫星编队飞行队形协同控制。     

卫星编队飞行中的相对轨道构形

卫星编队飞行具有广阔的应用前景,为此应用轨道根数研究卫星编队飞行的相对运动,得到了精确的相对运动轨迹。对轨道共面、轨道不共面,小偏心率椭圆轨道(包括圆轨道)、大偏心率椭圆轨道等情况进行了对比,对各种可能出现的轨道构形进行了归类。研究表明:卫星编队的条件是轨道半长轴相等,相对轨道构形依赖于中心卫星与伴随卫星的相对轨道根数,而与中心卫星的轨道根数无关。这些结论为编队飞行的任务设计提供了理论依据。     

卫星编队飞行的动力学特性与相对轨道构形仿真

为了克服 Hill方程的局限性 ,利用轨道根数描述卫星编队飞行 ,从理论上给出了长期编队所需的条件 ,包括相对位置和相对速度的关系 ,以及和各卫星相对轨道根数之间的关系 ;理论上证明了要长期近距离编队卫星轨道周期必须相同。仿真了各种不同轨道根数下的相对运动轨迹 ,与定性的理论分析进行比较 ,说明了轨道根数描述方法的优越性。方法可适用任意偏心率的椭圆轨道 ,将为飞行器编队飞行的轨道设计提供理论参考。不考虑摄动时轨道根数接近的飞行器不需主动控制而可长期保持近距离编队飞行     

卫星编队飞行指向跟踪姿态控制

卫星编队飞行的应用之一是受控卫星在目标卫星、空间站、载人飞船周围以“编队飞行”的形式相伴飞行,对目标进行观测或者执行更多的操作。该文研究这种应用中的姿态控制问题。假设两个飞行器的轨道信息已知,由轨道信息确定实现姿态跟踪调节所需的一种可能的期望姿态,给出了解析表达式,包括姿态角、姿态角速度及角加速度。采用基于四元数的控制律,用3个动量轮实现了卫星长时间、大角度姿态跟踪机动。仿真结果显示,在超过一个周期的仿真时间内,姿态及姿态角速度与期望姿态的吻合程度比较好,而且力矩的花费也不是太大。     

基于最小二乘估计的卫星编队飞行轨道设计

在卫星编队飞行相对运动方程的基础上提出了一种基于最小二乘估计的卫星编队飞行轨道设计方法,即在参考卫星轨道根数、相对运动轨迹和伴随卫星近点幅角已知的情况下应用最小二乘估计法设计伴随卫星其余轨道根数。该方法不仅能够应用于小偏心率参考轨道情况下的相对轨道设计,而且能够解决大偏心率参考轨道情况下的相对轨道设计问题。仿真结果表明该方法可行。     

椭圆相对运动方程的高阶分析解

相对动力学的研究在编队飞行应用中非常重要,比较精确的编队构型可以较大程度地减少队形保持所需的燃料消耗.传统的构型设计主要基于线性化方程即C-W方程(圆参考轨道)或Lawden方程(椭圆参考轨道)的周期解.可是,线性化解在编队尺度较大时不再适用.鉴于此,本文以椭圆参考轨道对应的非线性相对运动方程为基础,将伴星相对于主星的相对运动展开为参考轨道偏心率、平面内振幅以及垂直平面振幅的级数解形式,并以Lawden周期解为初始解,采用Lindstedt-Poincar′e方法构造任意高阶的分析解.特别地,本文构造的分析解在参考轨道偏心率为零时,可退化描述圆参考轨道对应的周期构型.最后,为了验证分析解的有效性,计算了分析解对应的收敛域.     

飞向Halo轨道的太阳帆航天器轨迹优化设计

研究了太阳帆航天器从地球同步轨道飞向日-地第2Lagrange(L2)点Halo轨道时其转移并入轨的轨迹优化设计问题。提出了分3阶段优化设计的方法:首先调整航天器逃离地球的飞行轨迹,使其比较接近目标Halo轨道的不变流形;再借助不变流形,用遗传算法求解相应的最优控制,使其转移到目标Halo轨道的不变流形上;最后航天器将沿流形飞行完成入轨。数值仿真结果表明,提出的方法可以得到相当好的转移轨道。由此显示:将转移轨道分为若干阶段,借助不变流形,用遗传算法求解最优控制问题的轨道优化设计方法对于此类小推力变轨问题是切实可行的。     

飞向Halo轨道的太阳帆航天器轨迹优化设计

研究太阳帆航天器从地球同步轨道飞向日-地第2Lagrange(L2)点Halo轨道时其转移并入轨的轨迹优化设计问题。提出了分3阶段优化设计的方法:首先调整航天器逃离地球的飞行轨迹,使其比较接近目标Halo轨道的不变流形;再借助不变流形,用遗传算法求解相应的最优控制,使其转移到目标Halo轨道的不变流形上;最后航天器将沿流形飞行完成入轨。数值仿真结果表明,提出的方法可以得到相当好的转移轨道。由此显示,将转移轨道分为若干阶段,借助不变流形,用遗传算法求解最优控制问题的轨道优化设计方法对于此类小推力变轨问题是切实可行的。