考虑太阳引力摄动的Halo轨道保持控制

研究了考虑太阳引力影响的地-月系统中绕L2点轨道的保持问题。在地-月系统圆形限制性三体问题的基础上,考虑太阳的影响,先用微分修正法得到飞行器的初始状态,然后根据方程的对称性,分别沿时间的负向、正向积分,得到绕L2点的闭合轨道。以该闭合轨道为目标轨道,根据模型的动力学特点,设计变结构滑膜控制律。仿真结果表明,该控制律能很快消除飞行器入轨时位置、速度的偏差,使飞行器在目标轨道上稳定飞行。该文的结果可应用于对月球背面的定点观测或中继站。     

考虑太阳引力摄动的Halo轨道保持控制

研究了考虑太阳引力影响的地-月系统中绕L2点轨道的保持问题。在地-月系统圆形限制性三体问题的基础上,考虑太阳的影响,先用微分修正法得到飞行器的初始状态,然后根据方程的对称性,分别沿时间的负向、正向积分,得到绕L2点的闭合轨道。以该闭合轨道为目标轨道,根据模型的动力学特点,设计变结构滑膜控制律。仿真结果表明,该控制律能很快消除飞行器入轨时位置、速度的偏差,使飞行器在目标轨道上稳定飞行。该文的结果可应用于对月球背面的定点观测或中继站。     

地月转移轨道的Vinti多圆锥截线轨道预报方法

采用解析法近似、快速地预报地月转移轨道,对月球探测器的任务分析和轨道设计具有重要意义。已有的近似解析算法未考虑地球扁率影响,造成误差扩散,影响预报精度。本文给出一种新的快速准确预报地月转移轨道的解析算法,采用Vinti法对地月转移轨道的近地段进行扁率修正,采用多圆锥截线法预报地月转移轨道;讨论了算法中扁率修正时间长度和多圆锥截线变步长策略的选取,比较了多种典型地月转移轨道的预报方法精度与速度。与精确数值积分方法相比,新解析算法的计算速度快3个数量级,并且近月点位置的预报误差小于100km。     

国际资讯

<正>美国宇航局激光射月测地月距离据美国太空网近日报道,美国宇航局位于马里兰州格林贝尔特的戈达德宇航中心,近日向25万英里之外、高速运转的月球勘测轨道飞行器准确发射出两     

登月飞行器软着陆轨道的遗传算法优化

为了完成对月球土壤的取样等科学任务,必须确保某些有效载荷安全降落在月球表面。该文完成了将遗传算法应用于推力幅值恒定的登月飞行器软着陆轨道的优化研究。通过将求解最优控制的参数化方法和浮点数编码的遗传算法(FGA)优化方法结合,并应用于归一化的二体模型,得到了燃料最优的软着陆轨道。仿真结果表明,利用遗传算法进行登月飞行器软着陆轨道优化研究无初值敏感问题,并可搜索到全局最优的轨道。     

形形色色的高超声速武器（二）：助推滑翔飞行器

正高超声速助推滑翔飞行器利用助推火箭达到高超声速或从近地轨道离轨再入大气层,在无动力条件下,仅依赖气动力进行滑翔飞行。高超声速助推滑翔飞行器是在一定初速下,依靠气动升力和离心力,克服自身重力,在大气层内做远距机动滑翔的飞行器。其显著特点是利用助推火箭达到高超声速或从近地轨道离轨再入大气层,在无动力条件下,仅依赖气动力进行     

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     

某自旋微小空间飞行器运动过程研究

为研究某自旋微小空间飞行器入轨运行一周的运动情况,建立各主要坐标系描述飞行器的运动状态。考虑较高轨道的空间环境因素对飞行器运行过程的影响,建立了飞行器轨道动力学模型和基于欧拉方程的姿态动力学模型。采用双欧法进行仿真计算,得到了飞行器入轨运行一周的轨道和姿态参数情况。结果表明:高轨道空间空气密度极低,飞行器主要受地球引力、太阳辐射压力及大气阻力的影响,靠自身旋转稳定,运动轨迹近似圆形,运行一周后轨道增高4.66 km,滚转角和偏航角产生波动,变化小于±0.04°;俯仰角随时间逐渐增大,变化幅度近似360°。     

某自旋微小空间飞行器运动过程研究

为研究某自旋微小空间飞行器入轨运行一周的运动情况,建立各主要坐标系描述飞行器的运动状态。考虑较高轨道的空间环境因素对飞行器运行过程的影响,建立了飞行器轨道动力学模型和基于欧拉方程的姿态动力学模型。采用双欧法进行仿真计算,得到了飞行器入轨运行一周的轨道和姿态参数情况。结果表明:高轨道空间空气密度极低,飞行器主要受地球引力、太阳辐射压力及大气阻力的影响,靠自身旋转稳定,运动轨迹近似圆形,运行一周后轨道增高4.66 km,滚转角和偏航角产生波动,变化小于±0.04°;俯仰角随时间逐渐增大,变化幅度近似360°。     

航天飞行器轨道动力学与控制

空间探索飞行器的轨道设计与控制是保证飞行器顺利完成探索任务的关键问题之一。本文用矢量法、极坐标法、直角坐标法导出航天飞行器的轨道方程，研究了飞行器的飞行轨道随初始条件的变化关系，为高、深空间探索奠定了理论基础。     

基于遗传算法的嫦娥三号软着陆轨道设计

嫦娥三号是我国航天器首次在地外天体的软着陆和巡视勘探,而软着陆又是所有探测月球活动中最为关键的技术。该文利用飞行器动力学方程和能量守恒定律得出有关燃料和时间的方程。然后将遗传算法应用于着陆轨道的优化设计,通过MATLAB程序实现,给出了飞行状态和控制变量的仿真结果,得到了燃料最优的软着陆轨道。仿真结果表明,遗传算法可搜索到全局最优的着陆轨道。并对所得的制导轨道进行误差估计和敏感性分析。     

三维空间中多飞行器的寻迹编队控制

研究了三维空间中动力学模型描述的多飞行器在一组给定平面简单闭曲线上的寻迹编队控制问题,其中智能体的动态和给定轨道都是在固定直角坐标系下描述的.首先,通过管状邻域定理扩展平面轨道函数法,设计寻迹控制律,并用不变性原理证明了寻迹子系统的稳定性.接着,根据轨道函数与弧长函数的关系来设计编队控制律,使得有向通信连接下的多飞行器沿着各自给定的轨道编队飞行,并且利用图论证明,当通信拓扑对应的有向图具有全局可达点时,设计的寻迹编队控制系统是渐进稳定的.最后,对5架飞行器的寻迹编队飞行进行了仿真,仿真结果证明了该方法的有效性.这种寻迹编队控制律可以应用于大范围区域的信息优化采集.     

轨道再入飞行器气动热力学环境研究

 高超声速飞行器气动热力学环境研究是直接涉及轨道飞行器飞行控制、热防护设计和热安全的关键问题之一。本文借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,使用高分辨率总变差减小格式,计算研究了轨道再入飞行器再入地球大气层的10个飞行工况（飞行马赫数9.7～27.8）,分析了不同工况下轨道再入飞行器弓形脱体激波后流场气动热力学环境特性,得出气动力系数和沿壁面的热流密度分布,与国外相关飞行数据比较,两者吻合较好。     

浅析嫦娥系列月球探测卫星轨道设计

嫦娥系列月球探测卫星轨道设计是基于受摄二体问题模型和限制性三体问题模型,根据相应的约束条件,利用摄动理论,求解卫星地月转移轨道入口点和卫星月球捕获点的状态参数,从而利用轨道拼接法设计运行轨道,并根据探测卫星不同任务设计特定的轨道.     

基于同心圆轨道的锥形束CT重建算法

由于基于圆轨道锥形束 CT(com putertom ography)重建算法 (如 FDK算法 )只有在小锥角的条件下才能得到比较好的重建质量 ,因此在实际应用中时受到很多的限制。该文利用外推的思想提出了一种基于同心圆轨道的锥束 CT重建算法。利用不同半径的同心圆轨道对物体重建两次 ,并根据平方反比关系 ,利用两次 FDK算法重建结果的差异估计出真实值和重建值的差异 ,然后利用这个差异来修正重建结果。得益于这个修正 ,该算法可以很好地抑制FDK算法由于锥角变大引起的伪影。仿真模拟结果表明 :该算法对高对比度和低对比度物体锥束重建的锥角使用范围比 FDK提高 1～ 3倍     

先进上面级快速机动轨道优化设计

根据先进上面级的推力特点和任务需求,将快速机动轨道优化问题转化为有限推力下时间最优轨道机动问题。首先建立脉冲推力下的多约束时间最优优化模型,然后利用改进的微分进化法求解全局最优解。其次建立有限推力下的修正模型,对脉冲推力的优化结果进行修正,最终得到有限推力下时间最优轨道机动问题的解。通过快速轨道交会仿真验证了模型和算法的合理性,所得终端位置误差为1 km量级,在容许范围内,可通过末端轨道调整进一步修正。理论分析和仿真结果表明:结合脉冲变轨和有限推力修正的模型能更准确描述轨道机动的实际情况,采用的改进微分进化算法收敛速度快,稳定性好,对初值无明显要求。     

基于脉冲星和太阳敏感器的日地系Halo轨道组合导航研究

为提高平动点轨道探测器的自主导航能力,提出一种利用X射线脉冲星和太阳敏感器的导航算法. 利用X射线脉冲星导航理论,用X射线探测器测量X射线脉冲到达时间,同时利用太阳敏感器测量太阳视线方向矢量,建立导航系统观测方程. 在高精度星历模型下,对日地系Halo轨道建立数学模型,利用二级微分修正方法获取地球质心惯性系下的标称轨道,利用基于UD分解的联邦Unscented卡尔曼滤波方法进行状态估计,并研究了摄动因素对导航结果的影响. 仿真结果表明,该方法能够完成日地系平动点轨道的自主导航,并且比X射线脉冲星单独导航具有更高的导航精度.      

类锂体系1s22p2P态能量的相对论修正

利用不可约张量理论,导出了锂原子(含类锂离子)能量的相对论修正(包括相对论质量修正、达尔文修正、自旋-自旋接触相互作用和轨道-轨道相互作用)的解析表达式,在此基础上具体计算了类锂体系(Z=3→7)激发态1s22p 2P的总能量,所得计算结果与实验数据符合得较好.     

中低轨道航天器表面充电中地磁场的影响及其数值模拟

本文研究地磁场对中低轨道航天器表面充电现象的影响．根据航天飞行器带电机制,选用粒子模型,在粒子轨道跟踪的基础上,建立了时间依赖的粒子推进的计算模型,计算了飞行器表面充电的平衡电位,计算结果与观测吻合．     

关于最佳轨道引论(29)

通过分析几个仿真,完善了《绕地飞行航天器最佳发射轨道理论及其他问题的研究》中的一些结论,并利用该理论初步探讨探月和火星探测的轨道优化问题。