航天器椭圆轨道自主交会的鲁棒参数化设计

提出了一种在缺少绝对轨道信息时航天器椭圆轨道自主交会的鲁棒参数化设计方法.利用带有时变参数的Lawden方程描述椭圆轨道下追踪航天器与目标航天器的相对运动关系.在假设时变参数无法获得的情况下,将方程中的时变参数单独归类建立椭圆交会的不确定模型,然后基于鲁棒参数化方法,采用特征结构配置和模型参考跟踪理论设计航天器椭圆轨道...     

对异面椭圆轨道目标航天器绕飞的相对导航算法

研究了小卫星对异面椭圆轨道目标航天器绕飞的相对导航问题。首先建立了适用于目标航天器运行在椭圆轨道上的二阶状态方程;分析了2个航天器间的量测几何关系并得到量测方程;采用适用于处理复杂非线性模型的无味卡尔曼滤波器进行相对导航计算。仿真计算结果表明,在对异面椭圆轨道目标航天器进行绕飞的过程中,所提出的相对导航方法能够实现对相对位置和相对速度的精确估计。     

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。     

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。     

Concept of the Solar Ring mission: Preliminary design and mission profile

The Solar Ring mission, a concept to monitor the Sun and inner heliosphere from multiple perspectives, has been funded for prephase study by the Strategic Priority Program of Chinese Academy of Sciences in space sciences. The Solar Ring is comprised of 6 spacecraft, grouped in three pairs, moving around the Sun in an elliptical orbit in the ecliptic plane. The mission costs,including launch fee, deep-space maneuvers, and deployment time of the ring, are highly relevant to the working orbit, deepspace transfer, and phase angle within a group. The preliminary mission profile is analyzed and designed in this paper. The launch way, two spacecraft with one rocket, is adopted. The deployment time, phasing maneuvers, and C_3 of launch energy are evaluated for the elliptical orbits with the perihelion between 0.7 and 0.9 AU using the rockets of Long March(LM) 3A and 3B.Numerical simulations show two candidate trajectories: fast deployment within 4 years by LM-3B, medium deployment more than 6 years by cheaper rocket of LM-3A. In order to obtain both fast deployment and low launch cost, another orbit profile is proposed by shortening the phase angle within a group. The suggested working orbits and the corresponding costs of launch,deployment time, and phasing maneuvers will strongly support the science objectives.     

Relative navigation for satellite formation flight using a continuous-discrete converted measurement Kalman filter

The present paper develops an approach of relative orbit determination for satellite formation flight.Inter-satellite measurements by the onboard devices of the satellite were chosen to perform this relative navigation,and the equations of relative motion expressed in the Earth Centered Inertial frame were used to eliminate the assumption of the circular reference orbit.The relative orbit estimation was achieved through a continuous-discrete converted measurement Kalman filter design,in which the measurements were transformed to the inertial frame to avoid the linearization error of the observation equation.In addition,the situation of the coarse measurement period（only microwave radar measurements are available）existing was analyzed.The numerical simulation results verify the validity of the navigation approach,and it has been proved that this approach can be applied to the formation with an elliptical reference orbit.     

基于多圈Lambert转移的空间交会方法研究

研究了多圈Lambert转移方法在双冲量交会中的应用。利用转移时间与转移轨道的特点,提出了直接求解最大转移圈数的方法,从而提高了多圈Lambert转移问题的求解效率。用该算法对空间交会问题进行了仿真分析,验证了上述方法的有效性,同时也说明在交会时间较长时,利用多圈Lambert交会有利于减少交会所需的能量。     

比例导引法在航天器交会中的应用

研究了航天器的比例导引交会制导规律．基于比例导引法的基本思想和交会时刻的约束条件，推导出脉冲式比例导引规律，这种导引规律较容易实现．仿真结果表明，具有较高的支会精度．     

面向区域导航增强的低轨卫星星座设计

部署低轨导航卫星是对现有卫星导航系统的有效补充,是实现导航增强的重要途径。研究了低轨卫星的星座设计问题,面向区域导航增强的应用需求,采用基于椭圆轨道的星座设计方案,利用卫星在椭圆轨道远地点运动速度慢、覆盖区域大、相对地面滞留时间长等特点,提升其对局部区域的覆盖能力。此外,在Flower星座框架下优化每颗卫星的轨道参数,确保其星下点轨迹重复经过重点区域的中心,延长卫星相对于给定区域的过顶时间。有效改善了过顶时间、覆盖重数、空间几何分布等影响导航性能的关键指标。在以北斗3号系统为导航增强对象的仿真对比中发现,在低轨卫星数量相同的条件下,该文的卫星星座设计方案具有更好的导航增强性能。     

星间测向在提高星座自主性中的应用

实现导航星座的自主定轨对提高星座自主性具有主要意义。分析了基于星间测距的导航星座定轨方法存在的缺点，提出了利用改进Kalman滤波融合星间测距测向信息的自主定轨方法。利用GPS（global position system）星座的IGS（International GPS services）精密轨道模拟星间测距测向数据，仿真结果表明该方法能够有效提高定轨的精度和稳定性。     

一种区域卫星定位系统的星座方案

提出了一种用静止卫星和同步椭圆轨道卫星构造的区域卫星定位系统。并以GDOP最小化为目标,对该系统的星座参数进行了优化。利用仿真得到了该星座在我国的性能指标,并和GPS星座进行了比较。仿真结果表明,该方案能够满足我国及周边地区的卫星定位需要。     

三脉冲最优交会问题的解法

针对两航天器交会问题,研究了燃料最省的三脉冲交会方法。推导了存在端点滑行段和不存在端点滑行段两种三脉冲最优解的充要条件,并给出相应的解法。三脉冲最优解的求解采用多变量迭代的方法;对于存在端点滑行段的三脉冲最优解的求解,利用四脉冲最优解的对称性,减少迭代变量的数量,降低了计算量。通过数值仿真验证了本文解法的正确性和有效性。仿真结果的分析表明,对于给定的初始状态,在某些时间段内没有双脉冲和四脉冲最优解,只存在三脉冲最优解,而且三脉冲最优交会是一种对燃料和时间都比较合理的交会方法。     

近距离跟踪指向空间非合作目标有限时间控制

追踪航天器在对空间非合作目标进行近距离跟踪与监视时,需要接近非合作目标并从特定方位保持对目标的指向与观测.针对非合作目标存在姿态翻滚以及未知轨道机动时追踪航天器保持近距离跟踪与指向的问题,在视线坐标系和体坐标系下分别建立了相对轨道和姿态的动力学方程,并构建了对轨道与姿态同步控制的六自由度模型,利用RBF神经网络对系统不确定性及未知的目标运动参数进行自适应估计和补偿,采用反步法思想设计控制器使追踪航天器在有限时间内收敛到期望的相对轨道和姿态并维持保持状态.进一步考虑控制输入饱和、死区等非线性特性,对控制律进行改进.改进后的控制算法可以有效地提高控制精度,仿真结果验证了控制对象模型和控制算法的有效性.     

平方根UKF混合滤波在自主光学导航中的应用

提出了一种用于探测器在巡航段的自主光学导航方案,该方案利用光学导航相机以及星敏感器,通过测量星光信息以及天体边缘的信息,得出了探测器的相对位置。在此基础上针对导航系统状态方程和观测方程的非线性问题,进行平方根Unscented卡尔曼滤波(square-root unscented Kalman filter)计算,由此实时确定了探测器的轨道。该方法将平方根滤波和UKF滤波有机结合起来,可更好地提高自主导航系统的准确度和可靠性。通过数学仿真并与EKF滤波过程进行比较,验证了该算法的优越性。     

一种基于引力场线性化的制导方法

文章针对航天器连续推力轨道机动过程中各种摄动误差的修正问题,提出了最优补偿系数的引力场线性化闭环制导方法。按照力的性质可将摄动力分为保守摄动力和非保守摄动力。通过对保守摄动力进行简化,给出了力的线性表达式,在此基础上基于引力场线性化方法,将惯性系下航天器受摄运动方程转化为线性形式,推导出了以摄动引起的位置偏差为反馈量的闭环制导加速度的表达式。之后考虑非保守摄动力(也即大气阻力),通过引入补偿系数,并利用遗传算法对补偿系数进行优化,得到修正的闭环制导加速度表达式。文中所提的制导方法可用于各种空间轨道机动过程中摄动误差的修正,以交会为例进行了仿真,结果表明修正后的轨道能够很好地跟踪理想轨道,且交会精度高。     

基于椭圆形参考轨道的航天器泪滴形绕飞轨道设计

文章通过建立较小偏心率、以真近点角为变量的椭圆一阶无摄动相对运动方程,实现泪滴形绕飞轨道设计。在基于椭圆一阶无摄动相对运动方程和相应状态转移矩阵的基础上,对其相对运动初始值选取的约束条件(即封闭条件)进行了推导。最后由得出的新型零接近速度制导律,实现了在椭圆一阶无摄动相对运动上泪滴形绕飞轨道的设计和仿真。     

捷联/天文/多普勒组合导航技术在舰船导航中的应用

为了提高舰船组合导航精度与可靠性,针对其特殊应用场合,将天文导航系统提供的位置和姿态信息、多普勒速度声纳提供的舰船速度信息与捷联导航系统进行信息融合,分析了捷联惯性导航系统、天文导航系统和多普勒导航系统的原理,分别建立了组合导航系统信息融合状态方程和量测方程,并对组合导航系统进行了系统仿真实验,实验结果表明,模糊自适应Kalman滤波器收敛速度快,具有一定的容错能力,在天文辅助捷联组合导航系统中可以有效地提高水面舰船组合导航系统的精度.     

Optimal impulsive ellipse-to-circle coplanar rendezvous

The problem of ellipse-to-circle coplanar rendezvous with chaser spacecraft in low eccentricity was investigated in this paper. With reference frame established in the centroid of the target spacecraft, the process of ellipse-to-circle coplanar rendezvous was described by the relative equations based on cylindrical reference frame, and then the solutions and distributions of optimal rendezvous models of a kind of close ellipse-to-circle coplanar rendezvous were provided. The simulation results showed that the guidance law based on the optimal rendezvous model in this research has good performance, and that the distributions of optimal rendezvous models of ellipse-to-circle coplanar rendezvous with the chaser spacecraft in low eccentricity are similar, albeit with slight difference, to those of rendezvous between close circular orbits. The work in this paper is a useful extension to Prussing’s optimal rendezvous theory between close circular orbits. Supported by the National Natural Science Foundation of China (Grant No. 90305024)     

Randomization-based algorithms for servicing spacecraft motion planning on elliptical orbit

Randomization-based motion planning algorithms are presented to solve problems of servicing spacecraft maneuvering in proximity to servicing targets on an elliptical orbit.The feasible trajectories of position and attitude for spacecraft are obtained by these algorithms under a variety of constraints.The state transition matrix is applied to computation of relative motion on elliptical orbits without performing numerical integration.The pseudo body coordinate system is built for identifying the planners on three coordinate axes with different functions.Finally,motion planning algorithm for translation and attitude taking account of the dependent variable (i.e.time) is used to obtain feasible trajectories.As the simulation examples indicate,the effectiveness of these methods is verified for relative motion while getting close to large structures,and the paper concludes with a detailed analysis of the results.     

针对非合作目标的中距离相对导航方法

提出了一种自由飞行机器人在中距离(几千米至几十米)范围内对非合作目标的导航方法,基于视觉导航相机和激光测距仪的组合测量方案,结合姿态敏感器和惯性器件的测量信息,通过推广Kalman滤波方法来估计自由飞行机器人与非合作目标的相对位置和速度信息。在近共面轨道和中距离接近的假设下,给出了一种简化的导航算法,在目标轨道参数未知的情况下也可以进行相对运动参数的估计,从而降低了算法的复杂性和运算量。仿真结果验证了上述导航方法和算法对非合作目标中距离相对导航的有效性,并获得了较好的导航精度。