利用数值优化技术设计周期性绕飞的编队轨道

考虑非线性和椭圆参考轨道等因素,选择编队卫星周期性绕飞的初始条件,设计自然周期性绕飞轨道,对长期编队飞行是十分必要的。然而利用Hill方程确定初始绕飞条件,设计长期编队飞行的轨道,具有很大的误差。本文在考虑非线性和椭圆参考轨道等因素的条件下,利用数字优化技术寻找周期性绕飞的初始条件,设计不消耗任何燃料的编队卫星轨道。优化的结果可用来研究周期性绕飞轨道必须满足的条件,加强对编队机理的认识。数值仿真结果验证了优化结果的正确性和有效性。     

改进的Barrar型中间轨道——远程弹道飞行器自由飞行段的解析解

本文提出了一种改进了的Barrar型中间轨道,得到了远程弹道飞行器自由飞行段的解析解。利用不同的C值,经过不同的组合,可以求得Kepler椭圆轨道解,以及考虑J_2或J_3项摄动的不同解。此方法宜于推广使用。几十条模拟弹道的计算结果表明:此方法的计算量较小;考虑J_2项摄动的方法误差(射程和横程)约为10m,考虑J_3项摄动时约为10mm。     

考虑地球非球形引力摄动影响的自由段弹道解析解

针对地球非球形引力摄动影响下的自由段弹道快速计算问题,在非正交坐标系内建立考虑J2项摄动的地球引力作用下的运动微分方程,在轨道坐标系内建立扰动引力作用下的运动微分方程,并计算天向扰动引力加速度对应的质量偏差,进而通过椭圆轨道以修正J2项摄动运动微分方程;在建立上述运动微分方程解析解的基础上,给出了地心坐标系内弹道飞行器位置和绝对速度的表达式,从而提出了J2项摄动引力和扰动引力作用下的自由段弹道解析计算方法。仿真分析表明:该方法具有较高的计算效率,落点位置偏差小于20 m,满足弹道飞行器高精度实时制导、轨迹预测等应用需求。     

基于组合机动的共面绕飞卫星队形保持研究

共面绕飞卫星的相对运动轨迹是一个椭圆,由于卫星受摄动力影响,其编队构形会发生变化.提出一种基于组合机动的队形保持策略,即在Hill轨道坐标系中,通过测量绕飞卫星相对位置,利用切向脉冲推力与径向连续常推力进行组合控制,消除相对运动椭圆中心的相位漂移.考虑地球扁率J2项摄动的影响,在队形保持中引入J2相对摄动加速度以提高控制精度.仿真结果表明,该控制方法能对共面卫星编队的空间构形进行有效保持.     

椭圆轨道上空间飞行器的编队飞行轨道设计

针对椭圆轨道上空间飞行器的编队飞行,基于开普勒轨道方程推导了一组新的相对运动方程,该方程组采用轨道要素表示,可直接用于编队的轨道设计。分析了一些典型的相对运动轨迹及编队轨道的精度,在此基础上,设计了线性编队和垂直圆编队。仿真结果验证了这种方法是有效的。     

基于相对轨道根数的卫星编队重构控制研究

针对卫星编队的重构控制问题,利用相对轨道根数描述编队构形,结合高斯摄动方程并利用始末编队构形的振幅和相位,设计了沿航迹三次冲量控制和侧向一次控制的方法,实现了卫星编队的重构控制;最后进行了数值仿真,并分析了沿航迹漂移的修正方法。仿真结果验证了控制策略的简单性和有效性。     

Halo轨道编队构型重构最优控制研究

变长度的测量基线与空间构型的多样性是航天器以编队方式执行深空探测任务的优势之一,该优势的发挥与航天器编队构型重构能力密切相关.针对Halo轨道编队构型重构问题开展研究,分析了Halo轨道编队的构型特性,推导了Halo轨道编队构型重构最优控制的Hamilton方程,基于第一类生成函数构造了最优控制Hamilton方程的迭...     

大椭圆轨道航天器四面体编队运动分析与设计

若干正处于计划或实施中的空间物理测量任务较多采用运行于大椭圆轨道上的四面体航天器编队协同完成任务轨道段内地球磁层结构和动力学现象的分布式测量与分析。采用基于轨道根数的相对运动模型,分析了参考轨道根数对四面体性能指标——质量因子和平均边长的影响;假设某一航天器运行于参考轨道,提出了以其他三个航天器的15个相对轨道根数为设计变量,目标函数兼顾质量因子和平均边长的四面体优化设计方案,并将其应用于第一阶段MMS任务的四面体构形设计中。仿真结果表明,在不考虑摄动和控制的前提下,通过优化可以得到任务轨道段内四面体性能保持较优的轨道设计方案。     

考虑J2项摄动的卫星编队飞行

针对参考卫星运行于圆轨道的编队飞行,分析了J2项摄动的影响.在此基础上提出了一种方法,通过调整环绕卫星的半长轴,大大减小了J2项摄动对编队飞行的破坏作用.此外,基于冲量假设估计了编队保持的代价.数值结果表明,调整长半轴的卫星编队可以长期保持,节省了大量的控制燃料.     

共面编队飞行卫星星座的控制

共面编队飞行的卫星星座的相对运动轨迹是一个椭圆,但卫星由于受摄动力的影响,其椭圆队形会发生变化。提出了一个简单而又节约燃料的队形保持控制方案,即在Hill轨道坐标系中,通过测量x轴和z轴,利用小推力喷气发动机进行控制,消除椭圆中心的相位漂移和各卫星轨道的不共面。     

基于相对轨道根数的几种大椭圆轨道编队构形

大椭圆轨道航天器在较长轨道周期内运行于远地点上空,可以实现高纬度地区长时间的通信和预警,具有重要的军事应用价值.大椭圆轨道编队飞行可实现空间磁场探测、信息干扰等特殊空间任务.有必要研究大椭圆轨道的多航天器协同运动理论.完善了以相对轨道根数为变量的大椭圆编队相对运动模型,分析了模型的误差.推导并证明了几种特殊的伴随星相对运动轨迹:直线、圆、椭圆,给出了两颗以及三颗卫星形成特殊编队构形的条件.仿真结果表明,在二体条件下,对近距离大椭圆轨道航天器的相对运动,编队具有较高的精度.论文研究结论可为大椭圆轨道航天器编队构形初步设计提供理论指导.     

大椭圆轨道航天器编队飞行相对运动分析

大椭圆轨道航天器在较长轨道周期内运行于远地点上空,因而该轨道多应用于卫星通信、天体观测、空间磁场探测等。上述空间任务所需的多航天器协同运动理论亟待解决。利用运动学方法推导了大椭圆轨道编队的相对运动模型,简要证明了实现长期近距离编队的必要条件,分析了相对轨道根数对线性化模型精度及其动力学特性的影响。仿真结果表明,相对运动模型在轨道远地点处精度较高,适当选择相对轨道根数可设计出满足任务要求的编队轨道。     

高精度空间非合作式相对轨道状态预报

为了解决接近空间非合作目标过程中的相对导航问题,提出一种基于相对轨道动力学方程和二阶龙格库塔积分公式的高精度空间非合作目标相对轨道预报模型。考虑地球J2摄动加速度,将目标轨道方程在参考轨道附近展开,保留至引力加速度差的二阶展开项,并进一步推导考虑J2摄动的参考轨道角速度和角加速度,建立相对轨道动力学微分方程;在给定相对轨道初值的情况下,采用二阶龙格库塔积分公式进行相对轨道预报。该模型采用数值积分方法,对相对轨道动力学模型形式没有限制,通用性好,适用范围广;选择低阶龙格库塔公式积分预报,既减少了计算量又保证了计算精度。设置高轨和低轨两种相对运动仿真场景,仿真结果表明了模型的通用性和精确性。     

基于非线性最优反馈控制的远程拦截闭环制导

利用非线性最优反馈控制和伪谱轨迹快速重构技术,设计了一种有限推力空间远程拦截自适应闭环制导方法。首先建立了有限推力远程拦截最优制导问题模型,并给出了适用于该问题的非线性最优反馈控制求解原理。然后,将空间变轨动力学模型特点和伪谱法相结合,设计了基于状态量缩减的计算效率改进策略以提高轨迹优化的实时性。基于改进伪谱法进行连续轨迹快速重构,利用开环最优解形成闭环反馈,从而保证制导指令的实时更新,并通过引入控制逻辑对制导算法进行改进。时间最短远程拦截仿真表明,该闭环制导方法在保证任务指标最优性的同时,可以有效抑制J2摄动和计算误差的影响,具有较高的制导精度、自适应性和鲁棒性。     

基于冲量法实现航天器编队重构控制仿真的研究

针对航天器编队重构的可视性不强,提出一种冲量法实现航天器编队重构的视景仿真技术。双脉冲机动是指航天器对空间目标的近轨道转移时,所需要的两次冲量机动。应用航天器之间相对运动原理,以空间目标轨道六要素为目标函数,通过调整航天器轨道参数对空间目标进行编队重构,有摆动绕飞转移至摆动式悬挂绕飞,进而得出了航天器转移摆动式悬挂绕飞编队到所需冲量基本关系,从而实现航天器对空间目标进行编队重构控制。     

地心甚高轨道星座构形协同捕获控制策略

针对地心甚高轨道星座构形协同捕获控制问题,基于虚拟编队方法设计了协同捕获控制策略,采用三脉冲燃耗最优轨迹规划算法对构形捕获轨迹进行协同规划;并且结合自适应全程积分滑模控制器对卫星各自转移轨迹进行跟踪控制。以10万km轨道高度的三星星座构形捕获为例进行仿真验证,仿真结果表明:该策略可以有效应用于地心甚高轨道星座构形捕获控制,能够在燃耗较少的情况下使星座中卫星同时到达各自的标称位置,同时具有较高的精度。     

基于改进线性二次型调节器的近地轨道编队卫星鲁棒控制

为解决编队卫星在近地空间复杂力学环境特别是地球非球形摄动作用下构型易发散的问题,给出一种基于改进线性二次型调节器的编队卫星构型控制方法。该方法先估计近地空间编队卫星构型设计时由未建模摄动力引起的误差最大有界范围,再利用误差最大有界范围的二范数改进经典的线性二次型调节器控制方法,提高经典线性二次型调节器控制器在控制编队卫星构型时的鲁棒性。为评价改进方法的有效性,给出了一种鲁棒性强弱的量化评判标准。仿真结果表明,改进的方法可以大大提高经典线性二次型调节器方法的鲁棒性,增强编队卫星控制方法对各种不确定项的抵御能力。     

线性二次型及模型预测控制编队控制研究

多智能体集群作战是未来战场的重要形式。作为集群作战中的关键技术,编队控制有着广泛的应用。以编队控制律为研究目标,选择2种优化控制方法:线性二次型调节器(linear quadratic regulator,LQR)方法和模型预测控制(model predictive control,MPC)方法。针对圆形编队轨迹,采用二阶动力学模型,基于相似一致性算法,在二维平面上仿真4个智能体绕轨迹中心旋转的编队运动场景,探究2种优化控制方法仿真效果。结果表明模型预测控制相比线性二次型调节器控制收敛速度更快,控制稳定性更高,侧向误差更小。增加侧向加速度补偿之后编队智能体在模型预测控制的作用下,圆形轨迹侧向追踪误差大幅度降低。     

多无人机编队协同控制软件平台设计与仿真

在战场环境瞬息万变、作战任务日益复杂的现代战争中,多架无人机编队协同完成复杂的作战任务已成为一种趋势。多无人机编队控制及重构是多无人机系统的核心内容和关键技术。基于微粒群算法、蚁群算法研究了多无人机编队控制及重构、航线规划及重规划问题,特别是在解决编队重构问题时,提出一种多样性微粒群算法。设计了多无人机编队飞行协同控制平台,仿真结果表明,标准微粒群算法、蚁群算法等智能算法可以较好解决编队控制、编队重构和航线规划问题,多样性微粒群算法具有更强的全局寻优能力。     

基于循环追踪算法的编队航天器交会控制

采用循环追踪算法解决编队航天器交会控制问题。建立并推导了线性循环追踪算法和非线性循环追踪算法数学模型,提出了绕飞平面采用循环追踪控制,绕飞平面法向采用比例微分进行振动抑制的编队交会控制律。基于脉冲推力方式,对绕飞平面分别采用线性和非线性循环追踪的三航天器编队交会控制问题进行了仿真分析。仿真结果表明,提出的基于循环追踪的控制方式可满足编队航天器交会控制要求,航天器按顺时针运行轨迹交会于初始位置决定的参考中心,三航天器间相对距离、相对运动速度变化趋势基本一致,速度增量消耗较小,为航天器编队构形控制研究提供有益参考。