椭圆轨道编队飞行的构形变化控制方法

本文首先推导了椭圆轨道编队的一些典型构形模态，指出椭圆轨道卫星编队的模态不同于圆轨道的构形模态，是极为丰富的。然后，基于T—H方程的解析解，推导了副星在沿航向常值推力作用下的椭圆轨道编队的构形变化控制方法。本文推导的构形变化控制方法，通过合理的选择控制量的作用时刻，可达到大量节约燃料的目的。最后，给出仿真算例。     

椭圆轨道编队飞行的典型模态与构型保持控制方法

本文首先基于T—H方程推导了椭圆参考轨道编队飞行的周期性条件，讨论了椭圆参考轨道卫星编队飞行的典型模态，该模态是圆形参考轨道空间圆形模态的推广。然后论述了二阶带谐项(J2项)摄动对编队飞行构型保持的影响。最后，基于相平面法提出了一种编队飞行构型保持控制方法，该控制方法不是消极的抵消干扰的影响，而是积极的利用干扰的作用达到节约燃料并精确保持构型的目的。仿真表明，采用该控制方法可对椭圆参考轨道卫星编队构型进行有效的保持，卫星的相对位置保持精度可达到厘米量级。     

卫星编队相对动力学方程数值解法

随着卫星技术的迅速发展,编队飞行技术得到了广泛的应用,而相对动力学数学精确模型是卫星编队飞行首先要解决的问题.为了保证卫星飞行保持稳定轨道,按Hill方程的圆轨道编队设计方法应用于椭圆轨道编队设计中,分析了相对动力学方程的精确模型.在满足椭圆轨道编队周期性运动的一般性初始化条件基础上,采用椭圆轨道编队相对动力学方程中周期解的要求,提出了一种新的数值解法.通过仿真,利用STK仿真工具,得到主从卫星的相对位置变化曲线,并对误差进行了分析,进而验证了方法的有效性和可行性.     

中高度椭圆轨道星座：一种提高多卫星系统成本效益的途径

利用其高度低于地球同步高度的圆轨道座实现地球覆盖,有其先天不足之处,椭圆轨道星座可为所选择的地理区域提供更有效的覆盖。由赤道平面内的椭圆环带及临界倾角分别为ｉ１＝６３．４３５°与ｉ２＝１１６．５６５°的两个椭圆环带组成星座系统,这种设计对经度与纬度抑或白天的覆盖时间可获得重覆盖,选取多卫星系统的轨道平面间隔及相位布局可以产生重复的地面轨迹,就补偿长期项摄动及保持星座完整性所需的周期性修正机动而消耗     

卫星编队保持的初始化条件及仿真分析

规则化的卫星编队具有节省编队控制能量,保持椭圆轨道卫星编队,Hill方程有一定的局限性,为了解决上述问题,将T-H方程表示为参考轨道为真近角的显函数形式,推导出相对运动方程的解析解,并推导出满足卫星编队周期运动的初始化条件,虽然此条件能很好的稳定编队队形,但得到的实际编队轨道都是不规则的形状。为此,将重点对编队轨道规则形状的初始条件进行研究。仿真结果显示,规则化初始条件能很好地保持编队轨道形状规则。     

在轨释放伴随卫星方法与仿真分析

伴随卫星的轨道动力学分析与仿真是航天器伴随领域的一个重要研究方向。为飞行器执行警卫任务,以动力学方法为基础,建立了卫星的绝对轨道模型和伴飞轨道维持模型,推导了简化的相对运动方程解析解,并作为对伴星进行轨道维持的依据。仿真分析不同释放方案形成的共面椭圆伴飞轨道,伴星的燃料消耗,轨道维持措施对伴飞的影响。仿真结果表明,伴星活动范围越大,轨道维持所耗燃料越多;增加轨道维持措施可延长伴飞圈数;在满足应用任务要求的前提下,选定合适的伴星释放方案,能够实现燃料消耗最少。     

亚轨道飞行器返回轨道设计研究

返回轨道设计关系着亚轨道飞行器能否安区返回.亚轨道飞行器的返回过程不同于航天飞机的返回过程.针对亚轨道飞行器的返回轨道的特点和要求,将基准返回轨道分成常数倾斜角飞行段和解析表达式飞行段进行设计.在常数倾斜角飞行段,采用常数倾斜角控制;在解析表达式飞行段,采用解析表达式来代替飞行高度速度剖面.已知返回点和末端能量管理入口的高度、速度,在满足飞行约束条件下,设计基准返回轨道,并对求得的基准轨道进行跟踪对比.算例表明,给出的亚轨道飞行器返回轨道设计方法是可行的.     

J2项摄动影响下的大气层外弹道规划改进算法

针对只限制飞行器始/终点位置和飞行时间两项约束条件的大气层外弹道规划问题,提出了一种考虑地球J_2项引力摄动的Lambert改进制导算法.根据经典Lambert制导理论确定中心力场假设条件下满足约束条件的标准弹道轨迹,然后与考虑地球扁率条件下的实际弹道轨迹相对比,得到基于轨道参数的弹道偏差解析解.通过设计一种计及J_2项引力摄动的虚拟目标点预测模型并补偿摄动偏差,将引力摄动影响下的轨道规划问题重新转化到二体理论Lambert制导下讨论.与现有的摄动修正方法相比较,考虑6个独立变量影响的预测模型修正算法能够全面完整地反应出轨道参数对于轨道偏差的影响.同时,基于椭圆轨道参数的预测模型具有鲁棒性强、计算精度高以及计算速度快等优点.     

跟踪空间非合作目标的一种相对轨道确定方法研究

利用追踪星对空间非合作目标进行自主跟踪飞行具有重要的工程意义，本文针对追踪星沿航向对空间非合作目标跟踪飞行的情况，基于相对距离、方位角和俯仰角等星间测量信息，提出一种新的跟踪空间非合作目标的相对轨道确定方法。首先从轨道运动学方程出发，给出以追踪星与非合作目标之间轨道根数差分表述的卫星相对运动方程，其次根据星间测量几何关系对应的测量方程，利用两步估计方法得出二者之间的轨道根数差分，从而实现相对轨道确定。最后通过数学仿真进行了验证。     

应用控制系统设计工具箱PIMCSD求解卫星编队重构问题

利用线性时变系统终端约束最优控制方法,为椭圆轨道卫星编队的队形重构控制问题设计了均衡耗能最优控制器.由于描述椭圆轨道卫星编队相对运动的Lawden方程是时变方程,给卫星编队重构的最优控制器设计带来一定的困难.利用基于精细积分算法的控制系统设计工具箱-PIMCSD进行系统设计,求解卫星编队重构所需的时变最优反馈控制律和前馈控制律,最后给出了由三颗卫星组成的编队队形重构控制仿真计算结果.     

基于椭圆轨道的星载SAR面目标原始数据模拟

提出了一种基于椭圆轨道的星载SAR面目标原始数据模拟的方法。首先通过建立椭圆轨道的卫星平台和地球上目标的运动模型,求出卫星平台与目标的距离变化规律,并分析了这个距离与由其它模型得到的距离的不同及其对方位向压缩成像的影响。然后给出了面目标的原始数据模拟的方法,详尽地描述了整个模拟过程。最后给出并分析了原始数据压缩的方法及成像结果。
     

欠驱动航天器相对运动的姿轨耦合控制

针对欠驱动的非对称航天器设计六自由度相对运动的姿轨耦合控制器.首先,给出用对偶四元数描述的六自由度相对运动模型;然后,基于矩阵广义逆和空控制向量提出广义的滑模控制器,以实现相对姿态欠驱动控制的渐近稳定;最后,考虑姿轨耦合特性,利用高斯伪谱法和非线性规划得到相对轨道运动能量最省的轨迹,进而利用滑模变结构控制实现对该轨迹的跟踪.仿真结果表明,所提出的方法是有效和可行的,而且较其他方法消耗的能量更少.     

椭圆-椭圆不适合边界的解析方程及其干涉判断

在医疗内外科手术,虚拟装配等计算机可视化领域中,经常需检测椭圆-椭圆的干涉性。为了更好地进行干涉判断,根据椭圆-椭圆外切的代数条件——广义特征多项式具有正的重根,以及进一步证明出的该正重根的唯一性结论,利用仿射变换和逆变换方法,推导出了椭圆-椭圆的不适合边界(NFB)解析方程。根据该解析方程不仅可以直接对任意两个椭圆之间的干涉性做出精确判断,并且可由此绘出NFB的轨迹图,同时使用可视化方法给出了快速粗略的判断。在医学影像诊断上这两种方法可结合应用。     

考虑J2项摄动的星座相对运动控制

利用轨道某些要素（偏心率，升交点赤经和倾角）的差别可以构成由一颗中心星和几个环绕星组成的近距离星座。在理想中心引力场下，环绕星运行轨迹在水平面投影可以呈现封闭圆形。在考虑地球引力摄动（包括带谐项的J2项摄动）时，这种空间形状将逐渐发散。为此，本文考虑J2项摄动的影响，设计了对其具有鲁棒性的环绕星相对轨道，进而利用Encke线性化方法，导出了带有J2项摄动的环绕星相对运动方程，并给出了基于惯性笛卡尔坐标系运动学变量的相对轨道控制方法，分析和仿真结果表明，这种控制方法能够实现星座相对运动的高精度控制。     

椭圆参考轨道指定区域最优交会研究

研究了椭圆参考轨道指定区域最优交会问题。为了实现在指定区域完成最优交会,采用以参考轨道真近点角为自变量的线性化时变Tschauner-Hempel交会动力学模型,按照设定的真近点角交会域和最优二次性能指标设计最优交会控制,加权矩阵随真近点角变化。为方便指定区域最优控制问题求解,采用区段混合能法递推求解时变黎卡提矩阵微分方程和状态轨线。对远距、近距异面交会和共面交会三种情况设定不同的交会域进行了仿真研究,结果表明方法能保证在设定的真近点角域内完成交会,交会控制能耗小,精度高。     

基于人工神经网络实现智能机器人的避障轨迹控制

利用人工神经网络中的二级BP网，模拟智能机器人的两控制参数(左、右轮速）间的 函数关系，实现避障轨迹为圆弧或椭圆弧的轨迹控制，并且通过调整椭圆长、短轴大小，能 实现多个及多层障碍物的避障控制．该方法的突出特点是方法简单、算法容易实现，使机器 人完成多个及多层避障动作时，不滞后于动态环境里其它机器人（障碍物）位置的变化．在 仿真实验中，取得了理想的效果．     

核电站中椭圆柱形屏蔽体辐射衰减率的仿真研究

为了预测核电站中椭圆柱形屏蔽体的辐射衰减率，该文用数值解析法对放射线源到评价点的放射线所穿透椭圆柱形屏蔽物体的交点进行了研究。首先用空间解析法建立了椭圆柱形物体的数学模型。然后解曲面方程求出交点。在判断放射线是否穿透此椭圆柱体时，该文又提出了椭圆柱形屏蔽体的假想外接长方体的建模方法，将曲面方程联立解的复杂计算简化为一次代数方程的简单计算，大幅度地缩短了计算时间。     

近地轨道编队飞行航天器利用CDGPS和星间通信系统的测量技术

本文介绍近地轨道（LEO）编队飞行航天器利用载波相位差分GPS（CDGPS）敏感器和GPS类无线电收发两用机这些测量技术的有关研究工作。编队飞行需要采用高级的星间通信系统。目前，已开发了用于编队飞行的几种无线电通信设备，这些设备也可作为星上测距系统。若采用辅助的星间测距和多谱勒测量手段提供导航解，这些星上发射机就有助于CDGPS在用户星对导航星星座的可观性／几何配置不良的轨道上使用。另外，载波相位周期模糊度可利用卫星相对运动快速初始化。本文详细讨论了这种改进方案，并推荐前人的研究成果，这就显著地改善了偏差初始化过程。文章中提出了被长基线（10～100kin）间隔的编队飞行航天器的主要测量误差。最后介绍了新型地面试验台的试验数据。该地面试验台已经研制出来，它与导航星和星上GPS发射机组合在一起，用来研究相对导航和编队飞行。结果表明，编队卫星可以实现快速初始化和编队机动。     

基于天文/GPS的HEO卫星自主导航方法

为了实现大椭圆轨道(HEO)卫星高精度自主导航,提出一种将直接敏感地平天文导航与全球定位系统(GPS)相结合的组合导航方法.首先,分析卫星轨道??2运动模型及其所受空间摄动,建立卫星轨道动力学模型;然后,分析单一使用天文导航和GPS的优缺点,根据HEO卫星对GPS的可见性,提出在远地点只采用天文导航,而在近地点采用以天文导航为主、适时引入GPS信号进行位速测量辅助修正的方法.通过计算机仿真和结果分析表明了所提出的设计方法导航精度比单一天文导航提高72.4%～85.6%.     

基于虚约束的Acrobot动态伺服控制统一设计方法

提出一种基于虚约束的统一设计方法,以解决Acrobot系统中动态伺服控制问题,使系统沿着经过目标点的周期轨迹运动.将虚约束设计、虚约束作用下系统零动态微分方程分析以及轨道周期性判定相结合,获得了符合目标的周期轨道方程;基于Lyapunov方法设计了光滑反馈控制器,克服了基于线性二次型调节器（LQR）的控制器对零动态微分方程解析解的依赖性问题.实际算例的仿真结果表明了统一设计方法的有效性.