面向复用的航天器轨道计算仿真分析

研究航天器轨道计算,提高精度,航天器轨道摄动方程中的模型复用性差,精度不高.为解决上述问题,改进了利用四阶龙格-库塔法求解三维二阶常微分方程组的过程,使仿真程序更易于实现和移植.采用改进的算法进行航天器轨道摄动方程的积分运算,求解出实时的航天器三维位置和速度进而算出星下点经纬度,分析了仿真的时间开销.仿真结果表明,长期的航天器运行仿真需要考虑摄动的影响,推导的四阶龙格-库塔法具有较好的可复用性,能方便地用于航天器轨道仿真中,满足仿真的精度和实时性要求.     

高精度航天器轨道预报仿真软件的研制

在航天器的设计过程中,必须要对轨道飞行状态进行预报,以确保航天器的正常运行.高精度轨道预报仿真软件是对航天器轨道进行预报的重要工具.首先简要介绍了航天器轨道预报的理论基础,详细阐述了航天器轨道动力学模型的建立方法,接着研究了高精度航天器轨道预报仿真软件的设计思路,提出了软件的实现方法,最后介绍了利用C 语言开发的适合航天器轨道预报仿真的航天器轨道计算工具软件包"Spacecraft Orbit Calculation Tool(SOCT)",并利用STK软件对SOCT进行测试验证,结果表明SOCT达到了高精度航天器轨道预报仿真的要求.     

空间光通信中轨道短时预报

瞄准、捕获和跟踪(PAT)技术是星间光通信的关键技术之一,高精度卫星轨道短时预报能有效实现PAT.首先在EGM96地球引力场模型下建立了卫星状态动力方程和预报方程,然后改进基于数值算法的扩展卡尔曼滤波算法对卫星轨道短时预报,最后以champ卫星星载GPS实时定轨数据为卡尔曼滤波器观测数据进行仿真实验:预报卫星位置误差约亚米级,速度误差约0.05m/s;卫星位置和速度的均方差估计趋于稳定,在一定程度上能很好地克服离散误差和模型误差对轨道估计精度的影响.PAT瞄准精度约1.6 μrad.预报轨道精度能满足空间光通信PAT技术要求.     

航天器气动耦合六自由度姿轨动力学多步法积分预报误差分析

航天器轨降过程中的姿态估计是载人航天领域中的重要一环.随着近些年测站精度的提高,任务要求的增加,且研究表明姿态会影响航天器轨降过程中受到的气动力,进而对轨道产生影响,因此发展高精度姿轨耦合预报对航天器状态实时测控至关重要.本文以“天宫一号”航天器轨降过程中姿轨耦合沿弹道联合预报为背景,研究线性多步法积分误差对大型航天器姿轨预报精度的影响.具体包括Adams Bashforth法、Adams Moulton法、预估校正法等,为大型航天器轨降过程中的姿轨耦合预报以及落点预报提供数据参考.     

太阳帆航天器地球逃逸轨道解析最优控制律

针对太阳帆航天器地球逃逸轨道控制问题,给出一种新的解析最优控制律.该控制律可使航天器在逃逸过程中轨道能量变化速率最大,从而保证逃逸时间最短.考虑到地球逃逸轨道形状,引入改进春分点轨道根数对航天器运动学方程进行描述,并给出了地球逃逸轨道最优控制律的推导过程.仿真分析表明,该控制律计算速度较快,而且可以根据航天器状态实时计算姿态控制角,因此比较适用于未来太阳帆航天器在轨自主控制系统.     

微流星体碰撞对日地L2点Halo轨道的影响

空间中存在大量高速运动的微流星体,与在轨运行的航天器发生碰撞后将导致轨道偏离、性能下降、结构破坏甚至航天器失效.由于Halo轨道具有不稳定的特性,本文主要探究微流星体碰撞对日地L2点Halo轨道动力学演化规律的影响.首先,建立日地L2点附近轨道的动力学模型,通过微分修正法构造Halo轨道的初始条件,基于Grün微流星体通量模型计算微流星体与航天器碰撞的数量和碰撞引起的速度改变量.然后,采用Runge-Kutta算法求解Halo轨道的动力学方程,研究碰撞速度改变量引起的轨道偏差随时间的演化规律.此外,采用状态转移矩阵方法分析初始状态偏差的演化规律,并与数值积分方法对比.最后基于状态转移矩阵方法分析了不同碰撞速度改变量的大小和方向引起的动力学响应.研究发现,状态转移矩阵在短时间内得到的结果与数值积分方法基本一致,而且只需一次矩阵乘法即可通过初始状态偏差计算得到末时刻状态偏差,具有非常高的效率.研究结果表明,由于Halo轨道固有的不稳定特性,所以初始时刻微流星体碰撞引起的微小状态偏差会快速增长,导致消耗更多控制燃料,最终将影响航天器的寿命.此外,微流星体碰撞的速度改变量的方向对偏差传递的规律有重要的影响.     

亚轨道飞行器返回轨道设计研究

返回轨道设计关系着亚轨道飞行器能否安区返回.亚轨道飞行器的返回过程不同于航天飞机的返回过程.针对亚轨道飞行器的返回轨道的特点和要求,将基准返回轨道分成常数倾斜角飞行段和解析表达式飞行段进行设计.在常数倾斜角飞行段,采用常数倾斜角控制;在解析表达式飞行段,采用解析表达式来代替飞行高度速度剖面.已知返回点和末端能量管理入口的高度、速度,在满足飞行约束条件下,设计基准返回轨道,并对求得的基准轨道进行跟踪对比.算例表明,给出的亚轨道飞行器返回轨道设计方法是可行的.     

空间态势中航天器轨道的可视化方法

为增强空间场景真实感,反映航天器运行趋势,提出了航天器轨道的可视化方法。基于IAU2006岁差章动模型进行轨道计算以确保计算精度;针对空间态势轨道绘制中多航天器、多时间点同时计算需求,应用平衡查找树和章动近似的方法提高效率;设计了地球固联坐标系和J2000.0协议天球坐标系下的轨道绘制方法获得不同的显示效果。上述方法已成功应用于空间态势系统。     

多航天器相对轨道与姿态耦合分布式自适应协同控制

基于一致性理论,在有向通讯拓扑结构下对多航天器系统相对轨道及姿态的耦合协同控制问题进行了研究.本文考虑近地航天器相对轨道的非线性方程以及用罗德里格参数描述的航天器姿态运动方程,建立了考虑控制输入耦合的六自由度航天器运动模型.在仅有部分跟随航天器可获取参考状态(记为领航航天器)的情形下,针对航天器存在未建模动态以及外部环境干扰等问题,提出了一种基于切比雪夫神经网络(Chebyshev neural networks,CNN)的自适应增益控制律,使得各跟随航天器在轨道交会的同时姿态保持一致.因为每个航天器上的控制算法仅依赖其自身及相邻航天器的信息,因此控制算法是分布式的.同时考虑到航天器之间的相对速度及相对角速度难以测量,提出了无需相对速度及角速度信息的分布式自适应协同控制律使得各航天器保持一定的队形且具有期望的相对指向.最后对6颗航天器的编队飞行进行了仿真分析,仿真结果表明本文设计的分布式自适应协同控制律是有效可行的.     

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．     

空间飞行器轨道仿真验证反演方法研究

对空间飞行器轨道进行仿真验证,是轨道方案设计与性能评估的重要途径之一,其可信性在模型验证与确认中具有重要作用。基于轨道仿真序列图像的空间飞行器轨道验证反演方法,通过对不同高度类型的空间飞行器轨道进行可视化建模与仿真,把得到的仿真图像序列与成像系统参数相结合,计算出空间飞行器测角坐标,然后通过空间关系分析,构建关于真平均运动角速度与视平均运动角速度的约束方程,把对空间飞行器轨道运动状态参数的解算,归结为根据轨道仿真图像序列计算空间飞行器测角坐标和根据测角坐标确定观测斜距,解决了利用图像数据进行非合作空间飞行器轨道反演验证过程中轨道初始参数的确定问题。     

基于Hermite的SAR卫星轨道插值干涉测量应用研究

合成孔径雷达(Synthetic aperture radar, SAR)卫星轨道参数是干涉测量技术中影像配准、基线估算、平地相位去除等环节的重要参数,但部分SAR卫星轨道参数采样间隔较大,导致干涉测量过程中产生残余相位,发生较大的系统误差;利用MTALAB编程工具,对卫星原始轨道状态矢量进行了埃尔米特插值法拟合,等距插值计算后,发现可以缩小轨道参数采样间隔,提高干涉测量精度;以覆盖巴姆地区的Envisat卫星为例,分别获取了基于粗轨、埃尔米特插值轨道参数和代尔夫特精密轨道参数得到的干涉测量图,定性判断出埃尔米特插值法可有效提高SAR卫星轨道精度;再以覆盖陕西地区的AOLS卫星为例,插值轨道矢量采样间隔分别为10秒、5秒、2秒,发现间隔为5秒时相干性最优;结果表明：采用埃尔米特插值法可有效增加SAR卫星轨道状态矢量数量,消除系统误差,提高干涉测量精度。     

Autonomous navigation system of near-Earth spacecraft

An autonomous navigation system for near-Earth spacecraft is described; this system allows determination of the satellite orbit and prediction of its motion parameters. Radio navigation measurements of GLONASS and GPS satellite systems are used for this purpose. The autonomous navigation system is designated for operation on near-Earth orbits which do not go beyond the navigation areas of GLONASS and/or GPS and on orbits with large eccentricity whose apocenter is at a distance of 50–70 thousand km from the Earth’s surface. The developed methods and algorithms for orbit determination are based on the application of laws of motion dynamics of a spacecraft directly at processing primary phase measurements of the carrier frequency and code pseudo-range using an extended measurement base. Algorithms for determination of motion parameters of the spacecraft and results of simulation and operation of a model system are presented. The possibility of creation of an onboard autonomous navigation system with precision and reliability higher than those of the ground measuring complex is demonstrated.     

基于多模型加权的高速弹丸目标落点预测方法研究

针对目前高速弹丸目标海上试验末段弹道外推及落点预测方法单一,模型复杂和适应性差等问题,提出一种基于多模型加权组合的弹道重构及落点计算方法.利用无迹卡尔曼滤波技术对雷达测量数据参数估计,基于多模型理论,采用非线性加权平均最优组合估计方法,将运动学和动力学建模外推弹道加权组合,并对外推弹道及落点计算精度进行了试验验证.试验...     

基于Lyapunov稳定性及CPSO的航天器姿轨控制

针对在轨服务航天任务中轨道与姿态动力学耦合问题,提出一种基于Lyapunov稳定性分析的反馈控制方法,采用基于对偶四元数的一体化耦合动力学模型来描述航天器的相对位置和相对姿态,利用速度陀螺仪与激光雷达的量测信息构建Lyapunov能量函数,得到满足系统全局渐进稳定的控制率。并用混沌粒子群算法（Chaos Particle Swarm Optimization algorithm,CPSO）优化控制器参数以便达到良好的控制效果。仿真结果表明,该方法不仅保证了航天器的相对轨道、相对姿态和跟踪速度在较短的时间内收敛至期望值,而且具有较高的跟踪精度。     

基于MATLAB的航天器二次点火非共面轨道最优转移策略研究

航天器的非共面轨道转移对于航天器拦截、交汇、对接有着非常重要的意义。运用MATLAB仿真,主要研究基于二次点火的非共面轨道最优转移策略,结果表明该方法能有效减少轨道转移过程中所需的速度增量,降低航天器的燃料消耗。     

Orbit determination using incremental phase and TDOA of X-ray pulsar

X-ray pulsars offer stable, periodic X-ray pulse sequences that can be used in spacecraft positioning systems. A method using X-ray pulsars to determine the initial orbit of a satellite is presented in this paper. This method suggests only one detector to be equipped on the satellite and assumes that the detector observes three pulsars in turn. To improve the performance, the use of incremental phase in one observation duration is proposed, and the incremental phase is combined with the time difference of arrival (TDOA). Then, a weighted least squares (WLS) algorithm is formulated to calculate the initial orbit. Numerical simulations are performed to assess the proposed orbit determination method.