基于STK的电磁航天器编队飞行仿真研究

电磁航天器编队飞行能有效降低发射成本并延长编队在轨寿命,具有广阔的发展前景.针对其强非线性和姿轨耦合的特点,采用STK软件对电磁航天器编队飞行进行仿真研究.首先对电磁航天器编队飞行基本原理进行分析,给出了轨道姿态动力学模型及解耦控制方案.然后设计了仿真系统的结构框架,解决了电磁航天器三维建模、轨道和姿态数据转换、可视化实现等关键技术,还讨论了STK接口规范.最后采用搭建的仿真系统对电磁航天器编队重构进行了仿真研究.仿真结果表明,电磁航天器编队控制效果良好,仿真系统能够满足电磁航天器编队飞行仿真研究的需要,对其它类型航天器编队仿真研究具有一定的指导意义.     

轨道方程平滑方法在轨道预报中的应用

航天器的轨道预报和落点预报等信息处理对预报起始点的速度精度要求很高.由于非合作测量设备通常不具备测速能力,通常采用多项式平滑微分和卡尔曼滤波等传统方法计算的速度参数精度较差,造成航天器轨道预报精度不高.为提高航天器轨道预报初始点的坐标和速度参数精度,依据自由段轨道符合椭圆轨道方程这一事实,提出使用轨道方程来拟合航天器自由段轨道的方法,可以很好地消弱目标测量数据中随机误差的影响,提供稳定且精度较高的轨道预报结果.本方法可用于航天器轨道预报和落点预报的数据处理.     

航天器气动耦合六自由度姿轨动力学多步法积分预报误差分析

航天器轨降过程中的姿态估计是载人航天领域中的重要一环.随着近些年测站精度的提高,任务要求的增加,且研究表明姿态会影响航天器轨降过程中受到的气动力,进而对轨道产生影响,因此发展高精度姿轨耦合预报对航天器状态实时测控至关重要.本文以“天宫一号”航天器轨降过程中姿轨耦合沿弹道联合预报为背景,研究线性多步法积分误差对大型航天器姿轨预报精度的影响.具体包括Adams Bashforth法、Adams Moulton法、预估校正法等,为大型航天器轨降过程中的姿轨耦合预报以及落点预报提供数据参考.     

面向复用的航天器轨道计算仿真分析

研究航天器轨道计算,提高精度,航天器轨道摄动方程中的模型复用性差,精度不高.为解决上述问题,改进了利用四阶龙格-库塔法求解三维二阶常微分方程组的过程,使仿真程序更易于实现和移植.采用改进的算法进行航天器轨道摄动方程的积分运算,求解出实时的航天器三维位置和速度进而算出星下点经纬度,分析了仿真的时间开销.仿真结果表明,长期的航天器运行仿真需要考虑摄动的影响,推导的四阶龙格-库塔法具有较好的可复用性,能方便地用于航天器轨道仿真中,满足仿真的精度和实时性要求.     

航天器姿轨耦合非线性同步控制

研究航天器飞行稳定控制建模问题。航天器动力学模型的精确建立,要求采用单独建立轨道或姿态的模型无法满足任务高精度要求,从非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRP)表示的姿态运动学方程出发,建立了航天器六自由度的相对耦合动力学方程。为了给出姿轨运动的基准,分别设计了航天器理想姿态和椭圆加指数接近轨道。针对耦合非线性动力学方程设计了非线性同步控制律,并通过Lyapunov证明闭环系统的全局渐近稳定性。通过仿真结果可以看出,非线性同步控制算法能使轨道和姿态误差逐步趋于零,为航天器姿轨耦合设计提供了依据。     

接近多颗Walker星座卫星的轨道选择和优化

由于Walker星座的结构特性,通过航天器轨道设计可实现航天器对多颗非共轨Walker星座卫星的近距离接近.在距离约束条件下,从理论上分析了航天器平台近距离接近Walker星座卫星时两者之间的时空关系,重点分析了角度关系,特别是分析了航天器接近星座卫星过程中的方位角变化规律.通过轨道相位的调整,对航天器平台轨道进行了优化;以此为基础对航天器轨道进行了选择和优化设计,结果表明:在百公里级的距离内,航天器在接近Walker星座卫星过程中能找到满足较高角度控制率要求的时间区间.最后给出仿真算例.     

基于STK/X的远程导引变轨方案修正

远程导引多脉冲式变轨方案一般基于二体模型进行设计,设计结果存在摄动模型误差.当飞行时间较长时,由摄动模型误差带来的交会误差会达到上百公里甚至上千公里的量级,从而在实际摄动条件下难以实现追踪航天器和目标航天器的交会.采用L-BFGS-B优化算法,对初始的设计结果进行修正,以达到消除摄动模型误差的目的.优化过程中需要的真实摄动模型下的轨道预报,使用STK/X技术通过调用STK/Astrogator模块进行仿真得到.算例表明,初始设计的多脉冲式变轨方案经过修正后,能够在实际摄动条件下实现追踪航天器和目标航天器的交会.     

MATLAB/STK联合仿真方法研究及GUI设计

详细介绍了MATAB(矩阵实验室)与STK(卫星工具箱)软件互联的方法;STK提供了相应的二次开发接口,可供MATLAB等软件进行二次开发;利用MATLAB和STK软件组合搭建仿真环境,以某Walker星座的设计与优化算法为例,具体介绍了联合仿真步骤流程及GUI界面的设计方法,并综合考虑了卫星轨道、传感器以及卫星编队等相关参数对星座最优设计的影响;结果表明,利用MATLAB和STK组合仿真能够以图像及数据列表的形式方便直观的给出最优结果,通过联合仿真,较大程度上减小了MATLAB的编程工作量,同时通过GUI界面的设计,以可视化的形式对主体程序进行集成,只需输入参数,便可快速进行相应的轨道仿真与数据输出,避免了在进行卫星星座设计时需反复对STK参数进行调整的工作;在对卫星星座设计与运行轨道的问题分析中,MATLAB/STK联合仿真相较于使用单一软件进行问题分析而言,要更加便利、形象直观。     

基于MATLAB的IIR滤波器设计与仿真

介绍了利用MATLAB快速有效地设计无限长冲激响应数字滤波器的方法。给出了使用MATLAB语言进行程序设计和FDATool工具进行界面设计的详细步骤。介绍了如何利用MATLAB环境下的仿真软件Simulink对所设计的滤波器进行模拟仿真。     

基于MATLAB的模糊控制器的设计与仿真

介绍了利用Matlab5．3软件中的模糊工具箱设计模糊控制器并用simulink进行仿真的一般方法,通过具体实例表明,MATLAB的模糊工具箱是进行模糊控制系统设计与仿真的有效工具.     

Autonomous navigation system of near-Earth spacecraft

An autonomous navigation system for near-Earth spacecraft is described; this system allows determination of the satellite orbit and prediction of its motion parameters. Radio navigation measurements of GLONASS and GPS satellite systems are used for this purpose. The autonomous navigation system is designated for operation on near-Earth orbits which do not go beyond the navigation areas of GLONASS and/or GPS and on orbits with large eccentricity whose apocenter is at a distance of 50–70 thousand km from the Earth’s surface. The developed methods and algorithms for orbit determination are based on the application of laws of motion dynamics of a spacecraft directly at processing primary phase measurements of the carrier frequency and code pseudo-range using an extended measurement base. Algorithms for determination of motion parameters of the spacecraft and results of simulation and operation of a model system are presented. The possibility of creation of an onboard autonomous navigation system with precision and reliability higher than those of the ground measuring complex is demonstrated.     

空间飞行器轨道仿真验证反演方法研究

对空间飞行器轨道进行仿真验证,是轨道方案设计与性能评估的重要途径之一,其可信性在模型验证与确认中具有重要作用。基于轨道仿真序列图像的空间飞行器轨道验证反演方法,通过对不同高度类型的空间飞行器轨道进行可视化建模与仿真,把得到的仿真图像序列与成像系统参数相结合,计算出空间飞行器测角坐标,然后通过空间关系分析,构建关于真平均运动角速度与视平均运动角速度的约束方程,把对空间飞行器轨道运动状态参数的解算,归结为根据轨道仿真图像序列计算空间飞行器测角坐标和根据测角坐标确定观测斜距,解决了利用图像数据进行非合作空间飞行器轨道反演验证过程中轨道初始参数的确定问题。     

航天器自主高精度时间管理系统设计

为满足航天器长期在轨飞行期间高精度的时间同步需求,提出了一种航天器自主高精度时间管理系统,将北斗导航定位授时设备和频率综合器两种时钟源系统进行融合使用,两种时钟源系统可根据导航定位状态自主切换,在消除了频率源系统误差累积效应问题的同时,解决了导航非定位情况下时间精度急剧下降的问题.通过建立系统的误差模型,以航天器应用设计实例进行计算分析,结果表明:系统时间同步精度优于37.8μs.研究结果可以为后续航天器高精度时间管理系统设计提供参考.     

日心悬浮轨道航天器编队飞行控制

针对日心悬浮轨道航天器编队飞行控制问题,应用线性自抗扰控制（LADRC）技术设计了编队飞行控制器．首先,考虑外部扰动,基于圆形限制性三体问题（CRTBP）模型推导了航天器编队日心悬浮轨道非线性动力学方程．其次,提出了一种基于扰动估计和补偿的编队飞行控制方法,避免了通过航天器局部线性化动力学方程或精确非线性动力学方程设计编队飞行控制器时存在的模型精确性过度依赖等缺陷．最后,数值仿真表明存在系统模型不确定性、初始入轨误差及地球轨道偏心率扰动的情况下,所设计的控制器实现了高精度的编队飞行控制,并优于NASA制定的5 mm编队飞行精度标准．     

一类磁性刚体航天器的混沌控制研究

采用基于误差线性系统稳定性准则的混沌控制方法,控制具有结构内阻尼的磁性刚体航天器在重力场与磁场共同作用下在圆形轨道的混沌姿态运动.讨论了航天器姿态运动方程中部分参数的取值对于运动姿态的影响,给出了这些参数通过倍周期分岔或逆倍周期分岔通往混沌的途径.当参数使系统做混沌姿态运动时,采用上述方法将混沌运动控制至周期-4轨道,并实现周期-1、2、4轨道之间转换的灵活控制.此外,分析了控制参数的变化对于控制效果的影响,并分别给出了控制至不同轨道时的输入扰动范围及控制参数范围.仿真结果表明,该方法能够实现混沌姿态运动在预定周期轨道间的灵活控制,且输入扰动量小、控制速度快、具有高精度,从而验证了该方法在航天器混沌姿态运动控制方面的有效性.     

I-DEAS在航天器热分析中的应用

为了保证航天器在宇宙空间热环境中安全可靠地工作,需要对航天器进行合理地热分析计算,针对航天器在轨工作的特征,介绍了I-DEAS Master Series TMG软件的主要功能,并通过TMG计算了一卫星模型的在轨瞬态温度场,为进一步的在轨热变形计算提供了必要的温度数据,并对以后的热控方案具有一定的参考作用。     

基于代理的航天器自主运行仿真系统设计与验证系统设计

针对目前航天器自主健康管理功能测试过程中,由于故障模拟手段不足造成测试覆盖率低,测试项目不完备,测试效率低等问题,提出一种基于代理的航天器自主健康故障仿真验证系统设计方案;基于该方案实现的故障仿真系统支持根据通用化航天器自主健康故障检测模型,严格按逻辑和时序,无延迟、持续的向全实物或半实物测试系统自动注入故障状态表征参数,模拟航天器整器或任意分系统、单机、软件的故障状态,模拟弥补了长期以来在实物测试环境下,整器故障模式测试覆盖率低,测试用例复用性差的问题;实践证明,此方法能将测试覆盖率提升至95%以上,并将测试时间缩短至传统方式的1/6,有效提升被测航天器产品可靠性。