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。     

利用混合法进行地球-火星小推力轨道设计

研究固定推力幅值情况下燃料最省小推力轨道转移问题.利用混合法,即通过结合Pontryagin极小值原理和序列二次规划方法,舍弃了横截条件,避免了直接求解非线性两点边值问题,从而极大地提高了迭代的收敛性.以定常推力幅值地球-火星燃料最省小推力转移为例给出了混合法完整的计算步骤,仿真结果表明采用混合法收敛速度快,得到的状态和共轭状态轨线连续光滑,验证了混合法在设计行星际小推力转移轨道中的有效性.     

基于标称轨道的小推力轨道设计方法

研究了推力可变情况下燃料最省小推力轨道转移问题。分析了传统轨道优化模型在数值求解过程中存在的困难,通过引入标称轨道的概念,提出了一种新的轨道优化模型———标称轨道优化模型。新的轨道优化模型克服了传统轨道优化模型在数值求解中存在的困难,并具有收敛速度快、初始猜测容易的优点。以飞行器从地球向火星的小推力转移为例,验证了标称轨道优化模型的正确性。最后给出了标称轨道优化模型的主要用途及适用范围。     

AOTV的最优控制问题研究

研究了气动辅助轨道转移飞行器(AOTV)在执行HEO-LEO(High Earth Orbit-Low Earth Orbit)过渡任务时的最省燃料飞行方案,以及大气内飞行的最优控制问题。首先将最省燃料指标折衷为相应的大气入口、出口条件,然后以出口误差最小为大气内飞行的最优控制指标,应用Pontriagin极大值原理给出了最优控制规律,通过解两点边值问题得到最优状态和最优控制的时间历程。仿真结果验证了本文处理方法的有效性。     

气动辅助异面变轨问题中近最优导引律解

研究了异面低地轨道（LFO－LEO）变轨过程中,气动辅助轨道转移飞行器（简称AOTV）在大气内飞行的量优闭环导引律的一种设计方法,对气动辅助道转移飞行器大气内飞行的动力学模型进行合理的简化和近似,将AOTV燃料最省的指标转化为大气出口速度极大条件的性能指标,然后应用最优控制理论,经数学推导得到了控制变量与飞行器状态的解析关系,即AOTV近最优导引律,数学仿真验证了所设计的导引律是正确可行的。     

最省燃料消耗的发射轨道问题讨论

在有限推力发射轨道的大量数值仿真与分析的基础上，讨论了文献［２］、［７］冲量式最优发射轨道的有关方法和结论的可信度，并验证了这些方法和结论的正确性，从而得出有限推力发射轨道最省燃料消耗问题中具有工程实际意义的结论。     

卫星对空间目标悬停的最优控制

从卫星相对空间目标的Hill方程出发,提出了悬停轨道的最优控制策略,即保证在连续推力控制最省燃料的情况下,卫星运行在新的悬停轨道上,而非开普勒轨道.将悬停问题转化成为带有约束的最优控制问题,通过应用技术思想和控制参数化时间尺度变换技术得到一个标准的最优控制问题,进而求得最优控制律.仿真结果表明,在一段时间内对空间目标实施轨道悬停是可行的.     

基于遗传算法的有限推力轨道拦截优化研究

遗传算法是一种具有通用性、鲁棒性及全局最优性等优点的自适应优化技术。文中建立了空间飞行器的有限推力轨道拦截数学模型，并以空间飞行器燃料消耗最小为优化目标函数，运用遗传算法对空间飞行器的拦截变轨参数进行了优化设计。为了解决轨道拦截这一多约束优化问题，在遗传算法中引入了罚函数方法，并通过动态改变算法参数来改进优化的收敛性。在对低地球轨道目标的拦截仿真中，选择发动机燃料质量秒耗量、推力作用方向和作用时间为优化参数，仿真结果证明了该方法在带约束有限推力轨道拦截优化中的有效性。     

最小燃料消耗的有限推力轨道转移优化设计

介绍了伪光谱方法在空间飞行器轨道转移最优化问题中的应用。文中首先给出了空间飞行器轨道转移最优控制问题模型。然后,应用伪光谱方法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,选取各配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用基于Matlab语言的SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解,该软件包对于求解大型非线性规划问题具有很好的收敛性。仿真结果表明伪光谱方法对于空间飞行器转移轨道初始参数取值不敏感,具有一定的鲁棒性。因此,伪光谱方法对于空间飞行器有限推力轨道转移问题的求解是可行的。     

基于遗传算法的连续推力最短时间转移轨道设计

针对连续推力作用下的最优轨道转移问题,在推力不变的条件下,考虑时间最优,设计了最优转移轨道和推力的作用方式。首先,建立描述连续推力轨道转移的状态方程,用变分法进行求解;然后,分别基于极小值原理和bang-bang控制原理推导出用协态变量表示的时间最优制导律,其中基于极小值原理的最优控制避开了bang-bang控制可能出现的奇异区间。由于协态变量无法求解解析解,文章采用遗传算法对协态变量进行优化求解。最后以同平面两个圆轨道为例进行了数值仿真,结果表明两种方法得到的最短时间基本相同,但采用极小值原理的最优转移轨道更加节省燃料。     

小卫星共轨式轨道转移策略

针对小卫星与共轨目标星之间的交会问题,设计制导策略使小卫星在预期时间内与目标星相遇。利用均匀中心引力场模型,推导了一个关于两星相对运动状态和转移时间的二次方程,求解该方程能够得到固定燃料转移问题的最优推力时间和推力方向的解析解。在自由滑行段采用Lambert变轨算法代替解析算法,提出了一种改进制导算法。应用该改进制导算法进行大量仿真实验,并利用STK仿真软件对仿真结果进行验证,表明本文算法是有效的。     

Angles-only relative navigation in highly elliptical orbits

For angles-only relative navigation system only measures line-of-sight information,there are inherent problems in the ability to determine the range between Chaser and Target. Angles-only relative navigation is an attractive alternative for inspecting or rendezvous with noncooperative target,if adequate accuracy can be achieved. Angles-only relative navigation model considering J2 perturbation is presented for tracking and rendezvous with noncooperative target in highly elliptical orbit. Impulsive out-of-plane maneuvers of the Chaser are used to improve the navigation accuracy. The first impulse burns in cross-track directions to change the orbit inclination of the Chaser. The second impulse burns after one orbit period to change the orbit of the Chaser back. The simulation results show that the relative navigation system without maneuvers can’t correct the initial state errors,while impulsive out-ofplane maneuvers of the Chaser improves the navigation accuracy. Angles-only relative navigation with chaser vehicle maneuvers to improve observability is effective when the spacecrafts are in highly elliptical orbits.     

地月转移轨道的快速设计方法研究

利用重叠圆锥曲线方法,针对着陆型和月球卫里型两种地周转移轨道,给出了一种地周转移轨道的快速设计方法．该方法无需轨道数值积分,直接从目标轨道参数出发,避免了圆锥曲线拼接法精度差的缺点,具有计算速度快、精度高的特点,可用于这两类地周转移轨道的初始设计．针对地球扁率(J2)的影响,给出了一种修正方法,提高了本方法的计算精确度．     

空间相对悬停轨道闭环控制方法研究

空间相对悬停轨道在空间操作中具有重要的作用。提出了一种相对圆轨道目标星任意位置的悬停闭环控制方法,并基于李雅普诺夫方法设计了反馈系数,解决了由于Hill方程线性化误差导致开环控制难以保持悬停效果的问题。实验结果表明,在服务星上增施加少量的额外燃料,可以实现服务星相对目标星长时间、高精度、稳定的悬停,并通过数值仿真验证了该方法的有效性。     

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...     

低轨星实时自主定轨新方法--"积分滤波法"

讨论了动力法轨道数值积分定轨及几何法定轨存在的问题,进而提出了一种采用观测数据和轨道数值积分融合的实时自主定轨方法。实测数据的计算结果表明,新的定轨方法可以实时自主地得出卫星轨道的位置,并能达到较高的定轨精度。     

卫星编队队形重构变轨方案

为提高整个卫星编队系统的轨道寿命,采用将备份卫星部署于较高轨道的编队结构以减少大气阻力的耗散。针对备份卫星进入编队时需从较高轨道机动至低轨道的情况,设计了霍曼转移变轨和主动调相变轨方案。通过仿真实验验证了2种方案的有效性,对比结果表明:霍曼转移方案节省燃料,但耗时多;主动调相变轨方案可减少变轨时间,但消耗燃料多。     

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。     

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)