伴随轨道机动应用仿真研究

伴随轨道机动应用相关研究具有重要的应用价值和广阔的应用前景。以仿真研究伴随卫星轨道部署及机动策略为目的，通过对伴随前的机动进入伴随轨道仿真、伴随过程中受摄动因素影响的机动调整仿真和伴随后的机动规避（返回）仿真，研究了伴随卫星执行轨道机动时的速度增量与时间消耗情况，分析了采用不同机动策略达成的机动效果。结果表明：通过伴随轨道机动完成应用任务具有可行性和灵活性。     

拦截卫星相对导航算法研究

空间攻防中,拦截卫星相对目标卫星导航参数的确定,对拦截卫星的拦截轨道设计十分重要.本文针对目标卫星轨道为椭圆轨道且拦截卫星存在机动的情况,研究了拦截卫星的相对导航算法.首先,推导了目标卫星轨道为椭圆轨道时拦截卫星的相对运动方程,并根据星间测量几何关系推导了测量方程;其次,通过引入拦截卫星的机动加速度并考虑其控制误差,设计了改进的扩展卡尔曼滤波器,以提高拦截卫星的相对导航精度;最后,通过仿真验证了算法的有效性,并获得了较好的相对导航精度.     

航天器轨道机动策略研究

通过分析追踪飞行器（追踪器）与目标飞行器（目标器）在空间的相对位置关系，给出攻击目标器时追踪器不同的轨道机动方式。基于共面情况下的3种轨道机动方式，提出了追踪器的5种轨道机动策略，并针对各个机动策略建立了相应的数学模型，对追踪器的机动能量和时间消耗进行了计算分析，确定了在不同轨道高度及相位时追踪器打击不同轨道高度目标器的最优轨道机动策略。     

离散小波变换快速探测卫星机动算法

针对卫星机动直接影响导航系统的导航、定位和授时服务性能,当导航卫星发生机动时,需要对机动卫星单独处理以生成高精度轨道信息。载波相位三差法可用于卫星机动探测,但受差分测量噪声影响,通过多历元累积方式可减小噪声的影响,但其机动探测结果可能受基线选取的影响。基于此提出了一种离散小波变换的卫星机动快速探测及周期确定方法,在载波相位三差模型基础上,提取载波相位三差残差量,挖掘卫星机动开始及结束时刻载波相位三差残差的先验信息,基于多分辨分析的尺度特性对载波相位三差残差进行分解,分解层数由细节系数和近似系数探测结果确定,通过分析不同频率特性的近似系数和细节系数,获取载波相位三差残差隐含的卫星机动信息,实现对卫星机动的快速探测及周期确定。实验结果表明,相比于传统载波相位三差探测方法,离散小波变换法采用单历元处理方式可更快探测卫星机动,且不同基线探测到的机动结果一致,能更准确地探测卫星机动并确定其周期。     

空间智能操控装备在轨服务建模与仿真研究

为了保证空间智能操控装备在轨服务任务的顺利实施,研究了与其相关的规划、建模与仿真等关键技术。在此基础上,研制开发了一套空间智能操控装备在轨服务仿真系统;该系统采用HLA/RTI仿真框架,实现了空间态势监控、任务规划、轨道机动规划、测控资源计算、轨道机动仿真、在轨操作仿真、控制指令生成与发送等功能。基于该仿真系统,进行了空间智能操控装备在轨服务任务的仿真分析,对关键任务节点进行了反复验证。     

小卫星姿态大角度机动联合控制算法

由于星上能源需求、空间目标探测和地面目标跟踪定向的要求，小卫星必须具备姿态大角度机动能力．基于磁力矩器和反作用飞轮联合控制，提出了一种绕瞬时欧拉轴旋转的机动控制算法．该算法根据运动学原理规划姿态机动的时间最短轨迹设计控制器进行跟踪，以实现时间较短的姿态大角度机动控制．仿真结果表明，算法鲁棒性好，设计简单且易于在轨实时计算，显著减少了反作用飞轮在机动过程中的饱和机会．     

基于椭圆轨道的绳系卫星伸展及释放过程仿真研究

采用拉格朗日方法建立了基于椭圆轨道的绳系卫星动力学模型，通过模型分析证明面内伸展运动是稳定的．选择匀速和指数型展开控制律对面内伸展运动进行了仿真．给出了子卫星释放后其轨道半长轴及偏心率的计算公式．计算结果表明利用系绳可实现于卫星的轨道机动．     

单轴有限推力下卫星轨道快速机动控制

针对仅能提供单轴推力的卫星轨道机动的快速性问题,提出了一种利用高斯伪谱法来求解最优控制问题的方法.通过引入“虚拟卫星”的概念,将卫星轨道机动问题转化为实际卫星与虚拟卫星的软交会问题.建立了相对运动方程,以机动时间为性能指标,利用高斯伪谱法将最优控制问题转化为非线性规划问题,避开了求解两点边值问题的困难.通过使用MATLAB优化工具箱求解得到最优轨迹.结果表明,高斯伪谱法针对多约束、非线性强耦合方程,求解速度快,精度高,对初值选取不十分敏感,寻优能力强,且具有一定的鲁棒性.     

自适应TSKF的空间电推进机动目标跟踪

非合作机动目标跟踪是地球静止轨道卫星进行状态监测、维修维护等复杂航天任务的前提.出于推进效率考虑,下一代高轨卫星将优选全电推进配置,但电推进的连续小推力机动特性致使基于CW方程的经典非合作目标跟踪算法期望有偏,两段状态估计法在稳态估计性能与机动跟踪响应间存在矛盾.为了解决电推进下对机动目标的快速跟踪估计问题,采用滤波误差理论对经典算法性能衰减因素进行分析,得到机动加速度至滤波新息的转移矩阵演变特性,进而提出一种自适应变维两段状态估计法.改进方法基于目标机动检测信息修正偏差滤波器的观测阵以匹配上述演变特性,使其在目标非机动区间性能与经典相对导航跟踪算法等效,在机动区间性能与两段状态估计算法等效,同时具备更快的跟踪响应特性.仿真结果表明,本算法对非合作目标的稳态跟踪性能与传统经典算法一致,跟踪响应速度提升4~5倍,是对空间非合作机动目标连续小推力机动下跟踪问题的有益探索.     

小卫星快速机动与高精度稳定控制分配策略

为满足灵敏小卫星大角度姿态快速机动与机动后快速高精度稳定的需求,针对具有推力器与飞轮等异构执行机构的冗余配置方案,提出了一种在轨动态选择执行机构实施机动任务的控制分配策略.基于优化方法的控制分配算法将期望控制量在冗余混合执行机构间进行动态分配,根据卫星当前状态适时改变优化目标函数中各控制指令的权重,最后通过标准化的求解过程来完成对执行机构的动态选择.最后,针对Microsim仿真平台的执行机构配置所进行的数学仿真结果表明,该策略能够完成小卫星大角度姿态快速机动与高精度稳定的控制分配任务,并满足特定时期选择特定执行机构执行任务,以及限制最大机动角速度等约束条件.     

自旋推进微纳卫星机理分析

为解决微纳卫星在机动变轨过程中受到侧向干扰力矩的问题,选择自旋稳定的方式,降低卫星速度指向偏差.考虑到质量变化以及喷气阻尼力矩的影响,建立恒定推力下无轴向扭矩的微纳卫星自旋推进模型,得到角速度、欧拉角、角动量以及角速度和欧拉角最大值的解析解.应用实例进行数值分析,结果表明:所求得的解析解精度较高;在发动机点火过程中,侧向角速度和欧拉角呈周期性变化,其中侧向角速度振幅越来越小;角动量矢量指向曲线为一圆形,圆形的半径近似等于卫星速度增量指向偏差;高速自旋的微纳卫星动不平衡特性对卫星自旋机动过程影响较小;微纳卫星的外形越接近于圆盘状,卫星速度增量指向偏差越小,变轨精度越高.     

J2项摄动下的Lambert问题算法研究

提出了一种基于J2摄动下Lambert问题的算法.首先采用Battin方法解二体情况下Lambert问题,并通过解析轨道理论计算出J2摄动影响下的卫星实际位置,从而得到目标位置与实际位置的偏差,以此偏差来调整二体情况下Lambert问题的目标位置,从而实现在J2摄动下的Lambert问题的求解.该算法计算模型简单,计算量较小,变轨精度较高,可大幅度降低星载计算机的计算量,适于星上自主变轨使用.     

考虑避碰约束的编队卫星入网路径规划

提出了一种新的考虑避碰约束的编队卫星入网路径规划策略。首先通过常规编队卫星入网的多脉冲线性规划方法,得到一组卫星入网的脉冲序列,以此预测轨道机动过程中各星之间的最小距离,当最小距离小于安全距离时,将最小距离前后脉冲施加时刻的相对位置作为约束条件,重新规划卫星入网轨迹,迭代进行直到满足避碰要求。仿真结果表明,该方法由于减少了路径规划过程中约束条件的个数,能够快速地规划出考虑避碰约束时的编队卫星入网轨迹,且有效节省燃料消耗。     

基于模型预测的卫星编队队形机动控制

针对卫星编队队形机动控制推导了一种利用相对平均轨道根数为反馈量的模型预测控制算法。当面质比不同的主从卫星在近地轨道上编队飞行时,大气阻力摄动和J2项摄动是影响编队队形的两个最主要的因素,故先推导了一组包含大气阻力摄动和J2项摄动利用相对平均轨道根数描述的相对动力学方程,然后采用了一种新的基于模型预测的控制算法并讨论了该控制算法在编队飞行队形机动控制中的一些应用问题。该控制算法是一种在线滚动优化控制算法,即使存在各种较大的干扰力和模型的不确定性仍能取得良好的控制效果,且能够较好地解决存在状态约束、控制输入约束等各种约束控制问题。仿真结果表明,该控制算法接近于燃料最优,且能够在各种摄动下把队形机动控制在要求的精度范围内。     

基于交会概念的最省燃料共面有限推力轨道转移方法

基于交会概念研究了卫星在平面内的最省燃料有限推力轨道转移问题，假设有一个飞行器已经在目标轨道上运动，此飞行器称为虚拟卫星，发动机推力大小为常值。方向可调。提供了适合于同平面轨道转移的卫星相对运动动力学模型，用Ｐｏｎｔｒｙａｇｉｎ极大值原理导出了最省燃料的推力控制策略，建立了状态和共轭状态的初始边界条件。     

基于交会概念的最省燃料异面有限推力轨道转移研究

基于交会概念研究了卫星在三维空间的最省燃料有限推力轨道转移问题。假设有一个飞行器已经在目标轨道上运动,此飞行器称为虚拟卫星。只要控制真实卫星与虚拟卫星软交会,就实现＊了真实卫星向目标轨道的转移。假定发动机推力大小为常值,方向可调。提供了真实卫星的相对运＊动动力学模型,用Ｐｏｎｔｒｙａｇｉｎ极大值原理导出了最省燃料的推力控制策略,建立了状态和共轭状态的初始边界条件。导出的两点边值问题由牛顿代方法求解。仿真结果验证了所提供方法的有效性。     

1999-025A卫星相撞解体碎片演化及其影响研究

1999-025A卫星解体事件为研究空间碎片演化规律提供了重要数据。对1999-025A卫星解体碎片的演化过程和分布特征进行了研究,分析了造成这些特征的原因。从碎片轨道分布和轨道寿命2方面探讨了1999-025A卫星解体碎片对近地空间环境的影响。研究表明：1999-025A卫星解体碎片具有数目多、面质比大、轨道分布广和轨道寿命长等特点。     

借助系绳实现卫星对异面轨道捕获

卫星对异面轨道捕获是通过燃料的消耗来实现的,然而燃料是不可再生的。针对这一问题,研究了借助系绳实现卫星对异面轨道捕获的方法。首先,根据系统动力学模型,推导出系绳剪断瞬间主星和子星的位置和速度的数学表达式,并提出实现卫星轨道面改变的必要条件。其次,定性地分析了系绳参数对轨道倾角变化的影响。最后,结合仿真实例对轨道倾角的变化进行了定量分析。结果表明:系绳面外摆角的角速率是影响轨道倾角变化的主要因素,且其值越大,轨道倾角的变化值越大,然而轨道倾角变化值的增加会造成系绳拉力的变大,因此当此方法用于实现卫星的大倾角机动时,还需考虑系绳的拉力对轨道倾角变化的限制。