基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法

分离模块航天器是分布式空间系统的一种创新应用。针对分离模块航天器中伴飞模块经典轨道根数设计的问题,本文从运动学角度出发,给出了基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法。在已知主模块经典轨道根数的情况下,通过定义的队形参数可以反算出伴飞模块的经典轨道根数,该方法描述简洁,并且具有很高的精度。最后的仿真结果表明了该方法的有效性。     

基于超分辨率重构的航天器位置姿态测量方法

航天器间相对位置和姿态的确定是实现航天器编队飞行的重要基础.为了解决航天器相对位置姿态的远距离测量精度问题,该文提出了基于超分辨率重构技术的测量方法.介绍了由单帧图像求解相对位置姿态的测量原理,研究了图像传感器退化成像模型和基于该模型下的图像配准算法,给出了超分辨率图像重构算法及其算法流程.利用地面试验原型系统的实际测量数据对算法进行了验证,试验结果表明该方法大大提高了高精度测量距离的范围,有效解决了航天器间相对位置姿态的远距离测量精度及稳定性问题.     

相对姿态运动学和动力学方程及其在航天器姿态状态跟踪控制问题中的应用

论文第一次系统地研究并给出了适用于多种姿态参数的相对姿态运动学方程和相对动力学方程,所得结果为发展虚拟平台、相对导航和编队飞行提供了理论基础.论文中还给出了相对姿态运动学方程和相对动力学方程在航天器大角度机动控制问题中的应用,及相应的渐进稳定非线性姿态控制器设计.与其他文献仅用位置反馈来实现姿态机动的跟踪问题相比,本文用状态反馈,不仅实现了姿态机动跟踪控制,还得到了满意的跟踪过程动态品质.这对实现分布卫星具有平稳跟踪品质的相对指向控制,具有重要意义.     

基于ESN网络的航天器姿态跟踪鲁棒控制

为了研究具有外部干扰力矩和模型不确定性的多体航天器姿态快速跟踪控制问题,基于逆系统方法和回声状态网络(echo state network, ESN), 设计了鲁棒控制器,并利用Lyapunov稳定性理论证明了控制系统的渐近稳定性.采用"meta-learning"策略离线训练ESN网络,并应用遗传算法优化其主要参数,解决了动态递归神经网络训练困难及网络参数不易确定的问题.控制器的设计过程相对简单,不需要精确的动力学模型.该文还针对航天器中心体与天线同时跟踪不同目标的任务进行了数值仿真,结果表明所设计的鲁棒控制器对外部干扰与模型不确定具有很好的鲁棒性.     

基于轨迹跟踪的航天器姿态自适应鲁棒控制

针对存在不确定惯量和空间环境干扰的挠性航天器姿态大角度快速机动控制问题,提出了一种受细胞膜放电模型启发的自适应鲁棒姿态控制器设计方法.首先,为了快速完成姿态机动任务,并尽可能少激发挠性帆板振动,在挠性航天器运动学和动力学分析的基础上,提出了基于预先规划姿态运动轨迹且对不确定惯量具有自适应能力的自适应鲁棒控制器.在此基础上,为了改善机动过程中姿态跳变使系统指向精度和稳定度变差的问题,基于细胞膜放电的动力学模型设计了一种改进型自适应鲁棒控制器.所提出的控制器能够保证闭环系统渐进稳定;当惯量估计误差有界时,对于任意初始跟踪误差,该控制器可以保证姿态跟踪误差一致终值有界.仿真结果表明了所提出的改进型自适应鲁棒控制器的有效性.     

卫星编队飞行的轨道和姿态GPS自主同步反馈控制

鉴于编队飞行之中卫星不但对轨道有要求,而且对姿态也有要求,例如有的编队飞行卫星在惯性空间中有指向控制的要求,或者相互之间有保持一定的姿态关系的要求,同时在轨道控制过程中也需要姿态信息,因此在编队飞行的建立过程中,需要考虑姿态和轨道的协调控制和同步控制问题.本文提出了用汗同步控制的相对轨道和相对姿态运动学和动力学模型、控制率的选择和设计以及用GPS的伪距和载波相位实现轨道和姿态同步实时反馈控制方法.其中包括用修改的Kodrigues参数实现无奇异的大姿态机动的非线性状态跟踪控制.对EO-1/Landsat 7编队飞行的同步控制进行了数字仿真,证实了设计的正确性和实现的可行性.     

非合作航天器间相对位姿的单目视觉确定算法

针对非合作航天器接近操作过程中200m以内的相对位姿参数确定问题,该文充分利用目标航天器已知的结构模型信息,推导了利用单个光学相机实现非合作航天器相对位姿参数测量的迭代算法。与传统的交会对接视觉系统不同,该视觉系统不需要在目标航天器上安装光学特征,而是充分利用了目标航天器的自身结构特征,因此更适用于一般航天器间的相对位姿参数测量。为解决相对位姿单目视觉确定的非线性问题,该文选择了求解非线性问题性能优良的Levenberg—Marquardt算法。最后对该文算法进行数学仿真,仿真结果表明算法的有效性和可靠性,适合航天器在轨实时应用。     

带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学

利用动量矩定理推导出带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学方程, 利用牛顿第二定理推导出挠性板上质量微元的动力学方程. 在板等速伸展的情况下对系统动力学方程进行变换, 得到板伸展运动、振动与航天器姿态运动的耦合微分方程. 用Runge-Kutta积分法对方程进行积分, 给出了板等速伸展时板振动振幅、 航天器姿态角速率对时间的响应.     

相对姿态运动学和动力学方程的另外形式

这篇论文系统地给出了相对姿态运动学和动力学方程的另外形式,是前篇文章的补充,其结果的表达也更加简洁。这些方程可方便地用来描述编队飞行和虚拟平台相对导航中的运动学和动力学关系,也可以用来实现大姿态获取和跟踪时的非线性全状态反馈控制或非线性输出反馈控制。论文最后给出了基于该方程在全状态反馈控制应用中的数值仿真结果。     

基于对偶四元数的交会对接相对位姿测量算法

为了提高交会对接近距离段的相对位置姿态测量的实时性和准确性,提出了利用对偶四元数方法求解交会对接近距离段的相对位姿.该方法可以整体考虑追踪航天器坐标系和目标航天器坐标系间的相对旋转和平移,保持了刚体运动的完整性,克服了传统方法的缺陷.数值仿真验证了该方法的有效性.     

基于简化差分插值滤波的编队卫星相对导航

将一种基于Stirling内插公式的非线性差分插值滤波(Divided Difference Filter-DDF)算法的简化形式(Simplified Divided Difference Filter-SDDF)应用到编队卫星相对导航中.该算法通过对非线性系统方程进行多项式展开并取有限差分插值项进行近似.数值仿真结果表明:该算法相对于EKF(Extended Kalman Filter)算法有明显的优势,有较高的滤波精度、更快的收敛速度和较好的稳定性,其中相对位置估计相比EKF提高79%、相对速度提高52%,对编队卫星相对导航具有一定应用价值.     

基于陀螺星光加激光交会雷达的相对姿态确定

针对编队飞行中从飞行器与主飞行器的相对姿态确定问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的相对姿态确定方法. 采用修正罗德里格参数(MRPs)作为姿态描述参数避免奇异点. 姿态敏感器采用陀螺 星敏感器 激光交会雷达的配置模式,并且结合相对姿态动力学方程得到相对姿态确定的状态方程,建立起相对姿态确定的EKF模型. 仿真实例表明,EKF状态能在最慢300 s内收敛,MRPs的估计误差在10-5范围以内,该方法正确有效.     

闪烁干扰条件下视线角变化研究

为了研究闪烁干扰对单脉冲雷达导引头的干扰效果,分析了闪烁干扰条件下双机编队视线角的变化规律.通过对导引头接收信号的分析,得到了3种干扰时序下接收信号的变化情况及对应的视线角.分析及仿真结果表明,闪烁干扰使双机编队的视线角阶跃变化,其变化规律受干扰波形参数,目标实际视线角及闪烁源功率比的影响.     

针对射频相对测量敏感器的快速标定方法

在卫星编队飞行系统中,射频（radio frequency,RF）相对测量敏感器能够完成两颗卫星的相对位置和姿态的测量,为了验证其测量精度,提出了一种基于激光跟踪仪的快速标定方法.在标定过程中,针对拟合坐标原点和坐标轴产生误差较大的问题,提出了一种基于最小二乘拟合球体和圆的方法,分别确定坐标系的原点和坐标轴;利用坐标系间的固有关系设计了相对坐标系的快速转换方法.在飞行器模拟平台进行验证,实验结果表明,拟合坐标系原点均方根误差为0.120 764 mm,拟合坐标轴轴向的均方根误差为0.157 138 mm,坐标系转换误差的范围为0.30~0.75 mm,能够满足敏感器毫米级定位精度的标定要求.      

卫星编队飞行相对姿态控制

卫星编队飞行在轨执行任务时,除了对相对位置有特定要求外,还需根据不同任务需求保持一定的相对姿态,为此研究了两颗卫星相对姿态的保持控制。根据刚体运动学推导了两个星体坐标系之间的坐标转换矩阵,给出了从星始终指向主星所需的目标姿态和角速度。基于卫星姿态动力学给出了3个相互垂直安装的反作用轮的控制律,并利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性。最后通过数值仿真验证了控制算法的正确性,其相对误差小于10-6。