基于Legendre伪谱法的卫星轨道转移燃料最优控制

以真近点角为自变量,介绍了形式简单的卫星相对运动动力学模型,给出了和真近点角相匹配的性能指标.利用伪谱法将最优控制问题转化为参数优化问题,以状态转移矩阵为基础给出了仅以初末状态为约束的最优控制律,然后针对线性化模型,给出了以状态方程为约束的最优控制律.设计的控制律均为解析形式,不需要利用NPL算法进行计算.仿真结果表明设计的控制律是有效的.     

气动辅助异面变轨问题中近最优导引律解

研究了异面低地轨道（LFO－LEO）变轨过程中,气动辅助轨道转移飞行器（简称AOTV）在大气内飞行的量优闭环导引律的一种设计方法,对气动辅助道转移飞行器大气内飞行的动力学模型进行合理的简化和近似,将AOTV燃料最省的指标转化为大气出口速度极大条件的性能指标,然后应用最优控制理论,经数学推导得到了控制变量与飞行器状态的解析关系,即AOTV近最优导引律,数学仿真验证了所设计的导引律是正确可行的。     

基于高斯伪谱法的拦截弹能量管理最优弹道设计

为保证固体导弹在拦截任务完成前使能量耗尽关机,需要对拦截弹道进行优化设计.研究了利用高斯伪谱法对拦截弹的能量管理弹道进行快速优化.高斯伪谱法是一种配点方法,它通过拉格朗日插值将状态和控制变量进行离散,同时将待求解问题的动力学方程在勒让德高斯点上进行配点,从而将连续时间的两点边值问题离散为非线性规划问题.由于拦截弹道分为主动段和被动段,需要将弹道进行分段,段内直接使用高斯伪谱法,段间通过在边界节点上施加等式约束保证位置、速度的连续性.通过在弹道末端施加等式约束保证导弹到达预测命中点.研究表明,高斯伪谱法是可行的,施加的约束条件都可得到满足.弹道优化速度较快,并且具有较高的精度,具有一定的应用价值.     

同平面高低地球轨道气动辅助空间交会

为了实现同平面气动辅助空间交会,首先分析了其必须满足的2个必要条件:轨道转移问题和调相问题。然后分析了同平面HEO-LEO霍曼轨道转移技术及其调相问题。最后通过应用最优控制理论,求解一个典型同平面高轨道向低轨道转移的最优轨迹,确定了OTV在大气作用阶段轨道相角的变化大小。进一步依据空间交会理论得到了同平面HEO-LEO气动辅助空间交会所必须满足的标准相角的计算公式,并分析了气动辅助空间交会的调相问题。最后将霍曼方法和气动辅助方法进行了比较,得出了气动辅助空间交会不但可以节省燃料,而且能够在合理的时间内实现空间交会的结论。     

基于伪谱法的亚轨道飞行器返回轨迹优化设计

在亚轨道飞行器返回轨迹设计中,不仅要研究其可行轨迹的设计问题,还要研究在各种性能指标下的最优轨迹。文章采用伪谱法研究了亚轨道飞行器返回轨迹优化设计问题。为了便于应用伪谱法并加快优化速度,建立了以能量为独立积分变量的动力学方程,并进行了归一化处理,将终端时间自由的优化问题转化为固定积分区间的优化问题。考虑状态约束、控制约束、过程约束以及终端约束,采用伪谱法进行了亚轨道飞行器的返回轨迹优化设计。从算例的仿真结果可以看出,伪谱法可以较好完成亚轨道飞行器的返回轨迹的优化设计任务。     

基于流形插入的日地系Halo轨道转移轨道设计

研究了入轨点在流形上不同点的Halo轨道转移轨道设计。首先给出了仿真的数学模型,计算了Halo轨道及与其相连的不变流形,然后简单介绍了转移轨道设计的微分修正方法,最后以Halo轨道距离地球最近的流形为标称流形,使用微分修正算法计算入轨点在流形上不同点的转移轨道,分析入轨点对转移轨道需要的速度增量、飞行时间的影响。数值仿真表明,入轨点机动速度存在3个局部极小值;相比ISEE-3卫星,在飞行时间相同的条件下,在第2个局部极小值附近进行流形插入可以节省约10m/s的速度增量。     

卫星编队队形重构变轨方案

为提高整个卫星编队系统的轨道寿命,采用将备份卫星部署于较高轨道的编队结构以减少大气阻力的耗散。针对备份卫星进入编队时需从较高轨道机动至低轨道的情况,设计了霍曼转移变轨和主动调相变轨方案。通过仿真实验验证了2种方案的有效性,对比结果表明:霍曼转移方案节省燃料,但耗时多;主动调相变轨方案可减少变轨时间,但消耗燃料多。     

基于标称轨道的小推力轨道设计方法

研究了推力可变情况下燃料最省小推力轨道转移问题。分析了传统轨道优化模型在数值求解过程中存在的困难,通过引入标称轨道的概念,提出了一种新的轨道优化模型———标称轨道优化模型。新的轨道优化模型克服了传统轨道优化模型在数值求解中存在的困难,并具有收敛速度快、初始猜测容易的优点。以飞行器从地球向火星的小推力转移为例,验证了标称轨道优化模型的正确性。最后给出了标称轨道优化模型的主要用途及适用范围。     

小卫星共轨式轨道转移策略

针对小卫星与共轨目标星之间的交会问题,设计制导策略使小卫星在预期时间内与目标星相遇。利用均匀中心引力场模型,推导了一个关于两星相对运动状态和转移时间的二次方程,求解该方程能够得到固定燃料转移问题的最优推力时间和推力方向的解析解。在自由滑行段采用Lambert变轨算法代替解析算法,提出了一种改进制导算法。应用该改进制导算法进行大量仿真实验,并利用STK仿真软件对仿真结果进行验证,表明本文算法是有效的。     

卫星编队相对轨道的分布式估计方法

研究了卫星编队的相对轨道自主确定问题,选择“无线电+激光”的测量方案,为减轻多星编队星间通信量和星上计算量的负担,将状态估计器设计为分布式构型,并利用分布式Schm idt-Kalman滤波算法对编队的相对轨道状态进行估计。仿真结果验证了该导航方案和算法的有效性。     

摄动椭圆参考轨道编队相对运动方程

基于高斯摄动方程,推导了卫星在同时考虑J2和大气摄动情况下的轨道根数变化方程。然后,引入虚拟参考卫星的概念,通过将真实卫星在虚拟参考卫星附近作一阶展开的方式,分析真实卫星相对于虚拟参考卫星的运动情况,进而获得一种在同时考虑J2和大气摄动情况下的线性时变编队相对运动模型。最后,将数值仿真结果与STK高精度轨道预报模块作对比,结果表明:本文算法可较为准确地预测椭圆参考轨道编队(编队构形不大于10 km)的构形变化情况,从而验证了算法的有效性。     

地月转移轨道的快速设计方法研究

利用重叠圆锥曲线方法,针对着陆型和月球卫里型两种地周转移轨道,给出了一种地周转移轨道的快速设计方法．该方法无需轨道数值积分,直接从目标轨道参数出发,避免了圆锥曲线拼接法精度差的缺点,具有计算速度快、精度高的特点,可用于这两类地周转移轨道的初始设计．针对地球扁率(J2)的影响,给出了一种修正方法,提高了本方法的计算精确度．     

探测器交会小天体的UPF自主导航方案

采用基于目标天体信息的光学导航方案实现探测器交会小天体,利用导航相机提高了定轨精度和星历精度。在此基础上,针对深空导航的轨道确定过程中可能存在的初始估计信息误差较大、状态及量测误差不服从高斯分布等问题,将UPF(Unscented Particle Filter)引入到导航方案中。该方案利用UPF在处理非线性非高斯问题上的优势,克服了EKF、UKF、PF等传统滤波方案对非线性非高斯状态模型、量测模型的近似处理所带来的影响。数值仿真表明了该方案的可行性。