Motion modeling and formation form analysis of spacecraft near collinear libration points

To meet the increasing research demand for deep space exploration,especially for the second libration point (L2) conditional periodic orbit (Halo orbit) in the Sun-Earth system,the methods to get analytical Halo orbit and differential-correction Halo orbit were described firstly,and the corresponding orbits accuracy was analyzed.Then,based on the results of third-order and differential-correction Halo orbits,the formation form was studied.Analysis was carried out to discuss the influence of system amplitude,initial phase,and phase difference on the formation form,as well as that of initial orbit values on form accuracy.Finally,some simulation results demonstrate the validity of the proposed methods.     

基于模型预测的卫星编队队形机动控制

针对卫星编队队形机动控制推导了一种利用相对平均轨道根数为反馈量的模型预测控制算法。当面质比不同的主从卫星在近地轨道上编队飞行时,大气阻力摄动和J2项摄动是影响编队队形的两个最主要的因素,故先推导了一组包含大气阻力摄动和J2项摄动利用相对平均轨道根数描述的相对动力学方程,然后采用了一种新的基于模型预测的控制算法并讨论了该控制算法在编队飞行队形机动控制中的一些应用问题。该控制算法是一种在线滚动优化控制算法,即使存在各种较大的干扰力和模型的不确定性仍能取得良好的控制效果,且能够较好地解决存在状态约束、控制输入约束等各种约束控制问题。仿真结果表明,该控制算法接近于燃料最优,且能够在各种摄动下把队形机动控制在要求的精度范围内。     

豫西焦作地区太原组(竹蜓)类古生态初探

豫西焦作地区上石炭统太原组灰岩(L_1—L_9)中,(竹蜓)类化石丰富,根据其形态特征和内部构造分析,可分为两种不同的古生态类型,即底栖型和浮游型。前者多呈纺锤形,长纺锤形、园柱形、隔壁褶皱强烈,旋壁厚并具旋脊或轴积,主要产自 L_1和 L_6-L_9灰岩中,被解释为形成于高能的近滨环境;后者出现于 L_2-L_5灰岩中,以个体大,呈球形,隔壁平直,旋壁薄且旋脊不发育为英特征,被认为产生于低能的远滨(正常天气浪基面之下或附近)环境。     

攀钢热轧加热炉自动燃烧控制系统的周期计算

介绍了在攀钢1450热轧板厂两座265 t/h的步进梁式加热炉上开发应用的L1,L2两级燃烧控制系统,其中,L1级燃烧自动控制系统主要实现如何以最快的响应速度完成以温度为目标的燃烧控制;L2级燃烧自动控制技术,主要实现在线情况下,考虑不同钢坯材质、规格、不同轧制规格、不同的组织计划、不同的钢坯装入温度、不同的生产节奏下(与轧线一体控制的)的燃烧温度的设定模型技术,以数学手段计算出在各种因素影响下,加热炉各个控制段的最佳加热温度。重点阐述了加热炉自动燃烧控制模型的核心———ACC模型周期计算处理的方法。     

最优ZPETC在高精度直线伺服跟踪控制中的应用

高精度直线伺服跟踪控制系统中，为使输出响应能完整地跟踪输入指令，不仅要求输出与输入之间的相位差为零，而且要求幅值一致，通常采用零相位误差跟踪控制器(ZPETC)作为前馈控制器，补偿相位误差，但同时也产生一定的增益误差.为改善ZPETC的跟踪性能，提出一种基于L_2-范数优化的前馈控制器设计方案，通过选取适当的目标函数，设计出最优的数字前置滤波器(DPF).该方案在保持系统零相位误差的同时，改善了系统的增益性能，从而提高了跟踪精度，这一点已得到仿真结果的证明.     

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.     

地月系共线平动点Halo轨道族的运动稳定性研究

地月系共线平动点附近的Halo轨道族,能够提供从L1点至月球再至L2点的广泛空间的多种轨道应用需要,但2个轨道族内轨道的稳定性差异较大。文章引入稳定系数和线性稳定阶数2个指标来判断轨道的稳定性,并用数值模拟分别分析了百米和千米量级的初始轨道误差在数天后所引起的轨道偏差,得出结论：两轨道族内接近平动点的部分轨道稳定性较差,其余部分轨道稳定性相差不大,L1点附近Halo轨道族内轨道较为稳定的是0.85~0.92之间的轨道,L2点较为稳定的是1.02~1.1之间的轨道。     

基于Legendre伪谱法的卫星轨道转移燃料最优控制

以真近点角为自变量,介绍了形式简单的卫星相对运动动力学模型,给出了和真近点角相匹配的性能指标.利用伪谱法将最优控制问题转化为参数优化问题,以状态转移矩阵为基础给出了仅以初末状态为约束的最优控制律,然后针对线性化模型,给出了以状态方程为约束的最优控制律.设计的控制律均为解析形式,不需要利用NPL算法进行计算.仿真结果表明设计的控制律是有效的.     

Multi-revolution low-thrust trajectory optimization using symplectic methods

Optimization of low-thrust trajectories that involve a larger number of orbit revolutions is considered as a challenging problem.This paper describes a high-precision symplectic method and optimization techniques to solve the minimum-energy low-thrust multi-revolution orbit transfer problem. First, the optimal orbit transfer problem is posed as a constrained nonlinear optimal control problem. Then, the constrained nonlinear optimal control problem is converted into an equivalent linear quadratic form near a reference solution. The reference solution is updated iteratively by solving a sequence of linear-quadratic optimal control sub-problems, until convergence. Each sub-problem is solved via a symplectic method in discrete form. To facilitate the convergence of the algorithm, the spacecraft dynamics are expressed via modified equinoctial elements. Interpolating the non-singular equinoctial orbital elements and the spacecraft mass between the initial point and end point is proven beneficial to accelerate the convergence process. Numerical examples reveal that the proposed method displays high accuracy and efficiency.     

利用混沌理论进行微弱信号测量系统的参数分析

以恒流式混沌微弱信号测量系统为基础,利用混沌系统进行微弱信号测量.依据混沌系统的参数敏感性,用计算机对系统进行数值仿真.根据仿真结果,对该系统的线性度、分辨率、可测范围等关键参数进行分析,得出系统的理想分辨率可以达到10-8,轨道距离与理想轨道距离的最大最小偏移量分别为0.0517和0.0032.     

Impulsive orbit control for spacecraft around asteroid

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

多航天器系统的编队包含鲁棒协同控制

研究了多航天器系统在执行器和传感器故障作用下的编队包含协同控制问题。首先,对航天器的轨道动力学系统进行建模,并进行线性化处理;其次,设计自适应广义观测器,以获得系统状态以及执行器和传感器故障的估计值;再次,通过调整非奇异矩阵,提高观测器性能,使观测器误差收敛到原点附近;从次,基于估计的系统状态和执行器故障,设计了编队包含控制器,并利用Lyapunov理论分析得到编队误差和观测器误差收敛的充分条件;最后,通过仿真实例验证了所设计算法的系统性能。     

一类MIMO非线性系统的L2增益干扰抑制方法

针对一类带有干扰的多输入多输出(MIMO)非线性系统的鲁棒非线性控制问题,提出一种以增益为指标的干扰抑制协调控制方法.将原MIMO非线性系统分为两个多维子系统,首先构造第一个子系统的严格耗散不等式,然后递推得到全系统的严格耗散不等式,在递推过程中,同时构造了实现干扰抑制和镇定控制的协调控制律,可以抑制干扰对系统稳定性的影响.所用的递推方法避免了求解HJI不等式.最后利用一个简单的MIMO非线性系统为例,验证该方法的有效性.     

空间站伴随卫星编队飞行轨道设计

在考虑地球扁率摄动影响时，用动力学和运动学两种方法研究空间站伴随卫星编队飞行的轨道设计。动力学方法依据C—W方程，通过轨道根数和相对运动参数的相互转换进行轨道设计；运动学方法以轨道根数为参数给出了基准伴随卫星的绕飞轨道方程，据此可直接得出其轨道根数，然后通过解绕飞轨道方程得出一般伴随卫星的轨道根数。以空间站为中心的对地观测编队卫星群(其绕飞轨道在当地水平面的投影为圆)为例，分别利用两种方法进行了设计分析，结果表明两种方法是基本一致的，均可用于伴随卫星编队卫星群的轨道设计。     

从关系空间到欧氏空间

从实二阶矩空间L2出发,以协方差作为内积,使L2成为关系空间,在建立了常元、范数、距离、依范数收敛等概念基础上,论述了L2是一个完备的内积空间;在L2中又定义了夹角、正交、坐标、正交系等概念,以不共线为标准张成的子空间与欧氏空间相关联,使L2中的问题处理转化为普通向量的问题处理。     

HPLC-GC-AED法研究柴油中硫化物组成及分布

采用HPLC-GC-AED法研究科威特常三线柴油中硫化物组成及分布。用HPLC对油样进行预分离,切割出5个馏分并回收,再采用GC-AED技术检测各组分中的硫化物,确定其结构类型及分布。结果表明,科威特常三线柴油中硫化物的类型为不同碳数取代基的苯并噻吩类和二苯并噻吩类;烷基取代苯并噻吩类中,各硫化物含量随取代基碳数增多呈递增分布,而烷基二苯并噻吩类中,取代基碳数较少的硫化物C3DBT、C2DBT、C1DBT中硫的含量较高。含硫化合物主要分布在L1～L3馏分,其中L2中硫的含量最高,占总硫的44.4%。最难以加氢脱除的含硫化合物4-MDBT主要分布在L2馏分中,而4,6-DMDBT主要分布在L3馏分中。     

提高低轨道卫星预报精度的一个方法

为了提高卫星预报精度 ,采用了与其他人不同的方法 :从IRV资料 (欧洲提供预报的卫星三维坐标和速度分量的资料 ;使用的坐标系随着地球转动 ,x轴指向地球经度零点 )求出初始轨道根数 .用多圈IRV资料或SLR (卫星激光测距 )资料进行轨道改进求出更好的轨道根数a、i、Ω、ξ =esinω ,η =ecosω和l=M +ω .与三维坐标和速度相比 ,用这些轨道根数作为数值积分基本变量 ,可减少内插多项式的次数 .本法的x轴指向平春分点 ,以减少世界时改正值UT1-UTC的预报值误差影响 .用最新的SLR资料改进卫星轨道 .预报时 ,计算的地球球谐阶、次扩展到 2 0× 2 0 ;日、月坐标精度提高到 2′ ,以进一步提高日、月摄动的计算精度 .光压摄动、大气摄动、坐标系和极移的影响均已考虑 .改进的预报有利于白天SLR .本法已编成程序并在上海天文台SLR站 4 86 /6 6微机上实现 .机外操作一次就可执行从初始轨道、观测资料处理和滤波计算卫星的各种摄动、数值积分、轨道改正、内插和快速计算卫星地面视坐标的全部任务     

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．     

基于感知特性的动态相似度量

在基于内容的图像检索中，常用的Minkowski距离还不能实现与视觉感知距离的精确匹配。依据韦伯-费克纳法则，提出一种基于感知特性的相似度量算法。通过构造动态感知因子，新算法能够有效地降低相关图像相关特征之间的距离，从而提高相似度量与感知系统相似评价的一致性。实验证明：新算法能有效降低相关图像在检索结果中相似排序的序数，有效地提高检索效率。     

非实时控轨编队卫星的相对姿态控制

为了精确指向目标,即确定从星的姿态指向,提出了一种计算期望姿态和期望角速度方法,该算法利用单星在惯性坐标系的位置和速度,不需要星上增加相对姿态测量设备.在此基础上设计了变结构控制器.数值仿真结果表明该方法可以实现准确的期望姿态计算和相对姿态控制.