小型月球探测器高精度姿态指向控制

针对小型月球探测器三轴姿态高指向精度和高稳定度的要求 ,采用欧拉动力学和四元数方法描述 ,建立了小型月球探测器环月阶段动力学模型 ,分析了由 3个轻型反作用轮正交安装组成的姿态稳定控制系统 ,给出了一种拟PD姿态指向控制规律。对所设计的指向控制律进行了数学仿真 ,结果表明可达到 0 .0 1°/s的稳定度和 0 .3°的指向精度 ,验证了该控制规律的可行性。     

RBF网络及其在卫星姿态控制中的应用

提出了一种基于RBF网络扰动力矩补偿的控制技术，通过在传统PID控制的基础上，引入RBF网络补偿环节，进一步抑制了扰动力矩的影响，提高了卫星姿态控制精度，首先给出了RBF网络的学习算法，然后根据全补偿原则设计了神经网络补偿姿态控制方案，最后结合某型卫星的姿态控制系统设计实例，进行了数学仿真，结果表明：有RBF网络补偿的系统，姿态的稳态精度得到了明显的改善。     

Spacecraft formation control strategy on Sun-Earth Lissajous orbit

To carry out the deep space exploration tasks near Sun-Earth Libration point L2, the CRTBP dynamic model was built up and the numerical conditional quasi-periodic orbit (Lissajous orbit) was computed near L2. Then, a formation controller was designed with linear matrix inequality to overcome the difficulty of parameter tuning. To meet the demands of formation accuracy and present thruster’s capability, a threshold scheme was adopted for formation control. Finally, some numerical simulations and analysis were completed to demonstrate the feasibility of the proposed control strategy.     

星际软着陆机动能力评估方法研究

针对软着陆过程中自主选取安全着陆点的需要,研究了探测器机动能力的评估方法.首先根据软着陆制导律,建立加速度模型积分结果与剩余燃料可生成速度增量之间的数学关系,推导出探测器机动能力的数值计算方法;其次,将软着陆过程中抵消重力作用与位置机动看作两个独立的过程,并假设位置机动过程为理想两脉冲机动,推导出解析的软着陆机动能力表达式;最后,通过数值仿真表明两种分析方法能够得到相近的结果,解析的机动能力分析方法可以实时的对探测器可能着陆区域进行预测,能够为探测器自主的选定着陆点提供重要依据.     

仿 射 非 线 性 系 统 的 能 控 性

研究仿射非线性系统的能控性问题. 利用向量场族对应的积分曲线定义系统的能控性,建立一个新的基于漂移向量场弱泊松稳定的能控性判据,并给出了完整的证明 .利用该结论对定义在紧致黎曼流形上的解析系统,给出了漂移向量场为保守场条件下的能控性的充要条件,并用状态流形的紧致性证明了弱泊松稳定性的几个等价条件.进一步利用保守系统的判据给出了一般仿射非线性系统能控的充分条件,并应用所得结论分析了欠驱动航天器姿态系统的能控性.

     

路网辅助的车载INS/GPS组合导航方法

针对车载INS/GPS组合导航系统在GPS无效时精度迅速下降的问题,提出了将车辆行驶的路网约束作为虚拟传感器,采用多传感器数据融合的方式,与INS和GPS组成INS/GPS/路网组合导航系统.当GPS失效时,使用路网辅助INS.仿真结果表明,在GPS无效时间段,该方法能有效减小系统定位误差.

     

多面体模型的Eros433引力场计算与分析

为更好的认识不规则小行星引力场的特点,本文采用多面体模型法对Eros433小行星的引力场进行计算,并由此分析了小行星引力场的分布特点.首先介绍了多面体模型的概念和小行星多面体模型的计算方法.然后,应用高斯公式和格林公式,通过两次积分变换将引力势函数的三重积分转化为一重积分,并将其应用到多面体模型中,推导了多面体模型的引力势函数、引力加速度和拉普拉斯算子的计算公式.最后,计算并分析了Eros433小行星引力场的分布特点,应用伪势能曲面和零速度曲线分析了小行星周围的轨道动力学环境和平衡点的位置情况,通过与JPL实验室公布的数据对比表明,本方法最大计算误差为1.52%,具有较高的精度.     

近地小行星探测转移轨道方案设计与优化

探测小行星转移轨道的设计不同于传统的飞行器轨道设计,由于需要更多的能量,仅依靠冲量轨道转移难于实现,针对此问题,以近地小行星3288 Seleucus为例,采用了先将飞行器递推至以2 a为周期的日心大椭圆轨道的远日点,加深空机动使之再次与地球相遇,进行借力飞行的轨道转移技术,设计了其转移轨道.为了进一步减少此探测任务在轨道转移方面所需的总的能量,采用了变分与主矢量原理推导出了总的速度增量对自由变量的偏导数,把复杂的多维非线性轨道优化问题归结为一个多维参数优化问题,并利用梯度下降法,对所设计的探测3288 Seleucus小行星的转移轨道方案进行了优化.数学仿真结果表明:这种地球借力飞行的轨道转移技术可有效的降低完成任务所需的总能量,特别是发射时所需的能量.     

Ivar asteroid rendezvous mission system scenario and trajectory design

The asteroid exploration opportunities are searched and calculated with launch dates in 2006 to 2010, and with asteroid Ivar 1627 as the target, the spacecraft and its subsystems are designed and analyzed, and the transfer trajectory is designed using △VEGA technology for the asteroid rendezvous. The design results satisfied the energy requirements for small explorers.     

Impulsive orbit control for spacecraft around asteroid

0　INTRODUCTIONExploringsmallbodies ,suchascometsandaster oids ,isoneofthemostsophisticatedmissionscurrentlybeinginvestigatedindeepspaceexploration .Duetothelackofsmallbodyinformationsuchasshape ,mass ,den sitycompositionandrotationaldynamic ,itisachallengetocontroltheorbitofspacecraftaroundsmallbody .NEARmissionofAPLandROSETTAplanofESAbothdealwiththeorbitcontrolofspacecraftaroundsmallbody.Ithasattractedmanyresearcherstostudyonthedynamicalenvironment,theorbitalstablecharacterization…