编队飞行卫星覆盖特性研究

在单颗卫星覆盖特性的基础上给出编队飞行卫星覆盖特性的算法及其具体实现。结果表明,此算法简单、实用,适合短期预报。     

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。     

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。     

编队飞行卫星自主相对定轨研究

卫星编队飞行相对轨道自主确定作为实现队形保持和控制的前提,是编队任务必须解决的关键技术问题.根据C-W方程的解析解描述编队卫星间的相对运动规律,选取星间距离信息与方位信息作为观测量,针对卫星编队飞行自主导航系统对精确性和实时性的要求,用超球面分布采样点变换(Spherical Simplex Unscented Transformation,SSUT)和Unscented卡尔曼滤波(UKF)相结合,提出了SSUT的UKF(SSUKF)导航滤波算法.由于SSUT减少了采样点个数,在保证滤波精度和标准UKF相当的条件下减轻了计算负担,完成了卫星编队相对轨道状态的自主确定,并结合仿真的轨道数据和测量数据进行了仿真,仿真结果说明实现了卫星编队优化的有效性和实时性.     

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.     

基于UKF的编队卫星的相对姿态确定算法

针对编队卫星相对姿态确定问题,采用一种改进的无迹卡尔曼滤波UKF进行了系统滤波器设计,根据UKF滤波器的性质,推导出了适用于编队卫星相对姿态确定的UKF滤波算法.较之传统的EKF滤波器,UKF不仅提高了滤波精度,简化了计算过程,减少了计算量,而且更易于实现.应用四元数法描述卫星姿态,避免了欧拉角法的奇异性问题.仿真结果表明,UKF滤波器收敛速度大大高于EKF滤波器.而状态估计精度与EKF相当,方差估计优于EKF,且数值稳定性好.     

根据相对位置测量信息自主确定两个航天器的轨道

已设计并分析了一种根据一个航天器与另一个航天器的相对位置失量测量信息自主确定两个航天器轨道的批处理滤波器。该系统对那些无法依赖GPS星座导航信号或地面站确定轨道的系统提供了一种高精度自主确定轨道的手段。该滤波器要利用惯性基准相对位置矢量的时间序列以及两个航天器的轨道动力学模型。它可以估算两个航天器的6个轨道状态矢量以及每个航天器的阻力系。该系统的可观性已利用这种原理演示过,此外,还针对多种情况估计了滤波器最佳状态可达到的位置精度。在特定配置下该滤波器器的位置精度可达到1m(rms)的水平。     

一对纳米卫星编队飞行控制的分析

本文针对两颗纳米卫星受到控制和状态约束、且存在有界扰动和测量误差的情况下，分析并提出了它们的稳定和机动控制的可行方法。本主题是当前的一个热门研究领域(参见文献1—6)，这些文章利用了多种配置和算法。目前实现约束控制的方法不多。本文采用改进后的时间最优鲁棒控制方法，可降低能量消耗。文献7介绍的受约束的时间最优控制问题的解要求计算鲁棒可控性集合Xi(Xi是在存在扰动的情况下，可以在i步时间内将状态控制到目标集合B^t的状态集合)。在大部分实际应用中，这些集合太复杂。在本文中，我们利用一种有效的新方法[广义钻石(Diamond)方法]计算可控性集合的内部近似值，以回避该问题的复杂性。然后用这些内部近似值为这个约束系统提供有效的非线形控制，其性能损失很小。     

磁控小卫星编队飞行的非线性控制

磁控小卫星编队飞行利用磁力和磁力矩对编队小卫星进行位姿调控,不受星载燃料的限制,同时还避免了由推进器羽流造成的光学干扰和精密设备污染。基于磁力研究编队小卫星的相对运动控制问题,介绍了编队卫星的磁力模型和相对运动模型,采用饱和函数方法给出了非线性控制律,利用李雅普诺夫稳定性理论证明了系统的稳定性,最后,利用该方法对两星编队磁力控制进行仿真验证,结果表明：完全依靠电磁力编队卫星是可控的。     

小卫星星座与编队飞行三维定位系统和控制

文章根据无线电探测原理，探讨了利用星上无线电探测设备测知地面目标如雷达、舰船的三维位置优势。文章以美国“白云”电子型海洋监视卫星（星座）系统为例，具体分析比较了这种星座电子侦察和作者提出的小卫星编队飞行侦察的优劣。文章明确指出，星座式侦察的优点是发射组网简单，运行时受摄动影响小，缺点是在高纬度地区定位精度差。编队飞行式侦察的优点是定位精度不受纬度影响，而且定位精度高，缺点是编队队型易受摄动影响。燃耗高，发射组网较复杂。     

卫星编队飞行动力学仿真及其应用

由若干颗小卫星编队飞行组成一个虚拟卫星,其功能相当或超过一颗大卫星.这将开拓小卫星一个完全崭新的应用领域.文章首先论述编队飞行概念和应用,其次研究轨道动力学.系统地研究编队飞行三种动力学模型,最后进行电子侦察卫星和区域导航系统两个型号数学仿真,分析研究各种数学模型的精度和它们的应用场合.     

航天器的编队飞行

本文阐述了什么是编队飞行和编队飞行可完成的任务、需解决的主要技术课题、如何保持卫星间的相对位置和卫星群控技术。     

卫星编队飞行的自主控制体系结构和规划调度算法研究

本文研究了隐藏主星（Hiddenleader）的卫星编队飞行的自主控制体系结构，选择遗传算法作为卫星编队的规划调度算法，进行了仿真模拟和数值实验。     

卫星编队飞行仿真中STK-RTI中间件的研究

卫星在编队飞行任务分析与可视化动态场景仿真,能使多颗卫星保持相对协同工作,但与外界交互集成能力较差。为了能够成为HLA(高层体系结构)的联邦成员,设计并实现了连接STK与RTI的中间件。通过相关分析设计了STK-RTI中间件的功能结构,采用服务转换机制建立了STK/Connect模块功能函数和RTI标准服务之间的映射关系,实现了STK和其它联邦成员之间的交互,并在编队飞行仿真中对中间件的可行性进行了验证,拓展了STK的使用范围。     

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．     

编队卫星相对位置测量信息自主确定月球引力场的方法

针对月球远月面引力场的数据不能直接测量而导致其测量精度不高的问题,提出了一种基于双星编队的月球引力场自主确定方法。该方法考虑到月球引力场对编队卫星相对运动的影响,通过扩展卡尔曼滤波算法对星间距离测量数据的处理,利用观测量的测量值与一步预测测量值之间的偏差来修正一步预测状态值,从而得到状态估计量,即实现了卫星自主定轨以及月球引力场的自主确定。仿真结果表明,根据对编队卫星在7 430s内的相对位置测量数据的处理,卫星轨道位置和速度确定精度分别能达到5.04m和6.07×10~(-3) m/s;月球J2项摄动常数的精度能达到9.14×10~(-8) ;月球引力场常数的精度能达到3.47×10~7 m~3/s~2。此结果能在一定程度上改善现有的月球引力场模型,为我国"嫦娥工程"提供更多的技术资料。     

验证编队飞行控制系统设计：GRACE项目的经验

引力测量和气候试验(GRACE)飞行任务将在为期5年的任务周期内每隔15～30天产生一个地球引力场的新模型，其模型精度是史无前例的。GRACE任务要求两颗卫星间隔100～500km，以一前一后的队形编队飞行。该任务将采用两颗自带仪器的共轨卫星编队飞行。地球引力场的变化表现为对2颗共轨卫星轨道摄动之差。利用微米级精度的高频星间测量链路测量两颗卫星之间距离的变化。     

编队飞行卫星高精度自主相对定轨研究

设计了一种应用于卫星编队的自主相对轨道确定方案,不同于目前广泛采用的C-W方程,采用了包含摄动影响的相对运动方程的解析表达式描述编队飞行。利用星间距离信息和方位信息作为观测量,设计扩展卡尔曼滤波器实现环绕卫星相对轨道的自主确定,仿真结果表明定轨精度比采用C-W方程提高一个数量级,验证了这种导航方案的有效性。     

主从式编队卫星相对导航方法研究

编队卫星间精确的相对位置和速度信息的获取直接影响主从式编队卫星任务的完成.针对传统的集中式滤波算法在实时性和可靠性上的不足,提出利用联邦滤波算法对差分GPS和微波雷达信息进行融合,获得了满足编队任务要求的星间相对导航信息.其中差分GPS导航信息根据主从卫星的GPS测量信息获得;微波雷达通过测量卫星间的相对距离和角度来估算相对位置和速度.仿真结果表明,联邦滤波算法结合了差分GPS和微波雷达的优点,克服单一导航设备可能出现大误差的缺点,有效提高了测量精度,对主从式编队卫星完成飞行任务具有重要意义.