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。     

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。     

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。     

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。     

星下点轨迹为"∞"字形同步卫星轨道的实现及应用

同步卫星是对地观测卫星系统设计中最常见的方法之一,它能使卫星周期性地经过同一地区的上空时可进行循环覆盖。通过计算机仿真模拟,详细讨论了各种同步卫星的星下点轨迹的情况,提出了一种可以实现星下点轨迹为水平“∞”字形的同步卫星变轨轨道,并结合我国的地理特征给出了不同轨道参数情况下的定量分析以及它的应用。     

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。     

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。     

编队飞行最优相对轨迹生成与跟踪控制

燃料消耗和对参考轨迹的跟踪误差是编队任务的主要关注因素,为尽量节省燃料且减小跟踪误差,需要设计合理的参考轨迹与跟踪控制算法。为此,首先推导描述星间相对运动的完整动力学方程以及对参考轨迹的跟踪误差方程,基于完整相对动力学模型的无摄动形式,利用LGR(Legendre Gauss Radau)法将最优轨迹规划问题转化为非线性规划问题,使其可以数值求解;进而设计了带极点配置的H∞控制器,通过将系统闭环极点配置到左半复平面的合适区域,可以得到满意的跟踪误差同时维持合理的燃料消耗,在存在地球引力摄动、空间环境扰动以及主星轨道机动的情况下,能够完成对期望轨迹的跟踪。仿真结果显示了结果的有效性。     

卫星星座及其覆盖问题建模与可视化仿真

为了便于对卫星星座及其覆盖特性进行研究,笔者独立开发了一套卫星星座可视化仿真软件,该软件可以动态演示星座的三维几何构型、卫星的姿态运动以及相应的卫星星下点和覆盖区。该软件由存储、计算和结果显示模块组成。存储模块使用了数据库技术来对相应的初始参数进行操作;结果显示模块使用了OPENGL和简单GIS技术来演示星座运行、卫星姿态以及星下点轨迹和覆盖圆情况。并给出了计算模块所使用的轨道动力学模型、姿态模型以及覆盖模型。轨道动力学模型考虑了大气阻力和J2项摄动,并使用Cowell法建立轨道运动微分方程,利用Adams线性多步法进行求解,以保持较高的计算精度。姿态模型主要使用姿态四元数建立相应的姿态运动。覆盖模型则针对稀疏星座对固定目标的重访时间进行了建模,提出了数值法与解析法求解重访时间的方案。最后给出了程序运行效果与仿真算例。     

基于轨道根数差的卫星编队自主定轨研究

设计一种应用于卫星编队的自主相对轨道确定方案。不同于目前广泛采用的Hill方程,采用轨道根数差的形式描述编队卫星间的相对运动规律,选择“无线电 激光”的组合测量方法,利用星间距离信息与方位信息作为观测量,设计扩展卡尔曼滤波器实现环绕星相对轨道的自主确定。仿真结果验证了这种导航方案的有效性。     

椭圆轨道上目标监测绕飞轨道构型设计与构型保持

重点研究了对椭圆轨道上非合作目标进行长期绕飞监测的相对运动轨道构型设计与构型保持问题。利用轨道要素法建立了适用于目标轨道为椭圆轨道的相对运动模型,推导了以目标为中心的周期性绕飞运动的必要条件,考虑绕飞安全距离约束给出了满足目标监测要求的绕飞轨道设计方法,针对J₂摄动和大气阻力摄动作用对绕飞轨道构型的影响,提出了绕飞轨道构型保持脉冲控制策略,建立了燃料最省构型保持非线性规划模型。仿真结果表明, 所提出的构型设计方法简单有效,适用于对椭圆轨道上目标的绕飞相对运动分析,基于非线性规划方法的构型保持最优控制方法能够有效实现燃料最省绕飞轨道构型保持的高精度控制。     

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。     

星载SAR干涉测量中伴随卫星编队构形保持与姿态控制的协同

研究星载SAR干涉测量中伴随卫星编队构形保持与姿态控制的协同问题。首先,简介主SAR卫星与伴随卫星编队所构成干涉测量系统的工作原理,当主SAR卫星施加偏航导引补偿多普勒频移时,为实现波束指向同步,伴随编队需进行构形与姿态的协同控制。给出协同控制框架结构图,通过设置轨道协同规划器与姿态协同规划器明确了解决方案;进而从构形规划、姿态规划、构形与姿态协同控制三方面具体地阐述伴随编队的协同控制技术。最后对构形保持、姿态规划和姿态控制进行数值仿真,结果表明伴随编队的协同控制满足波束指向同步要求,所提出的协同控制方案具有可行性。     

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。     

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。     

地球同步卫星的小推力离轨最优控制

地球同步卫星结束服务时,需要离开地球同步轨道。考虑利用小推力的方式使得地球同步卫星离轨。将小推力的最优控制问题考虑为一个平面轨道转移问题,利用最优控制理论建立两点边值问题求解轨道转移问题,并给出数值计算结果。