摘要：本文研究了月球干涉合成孔径雷达(interferometric synthetic aperture radar,InSAR)卫星编队构型设计问题。首先,建立了基于相对偏心率/相对倾角(eccentricity/inclination,E/I)矢量的月球InSAR卫星相对动力学模型。然后,研究了月球轨道摄动环境下的编队飞行长期稳定飞行条件。进一步,以相对测高精度和模糊高度为优化指标,同时考虑星间安全性,给出了月球InSAR卫星编队构型优化的目标函数。针对现有的研究方法难以解决构型设计的多目标问题,应用改进多目标蚁狮优化算法实现了月球InSAR卫星编队构型设计。仿真结果表明,其在基线使用率方面更优,从而验证了所提算法的适应性和有效性。

摘要：通过分析太阳同步回归轨道的轨道根数和星下点经度/纬度的关系,推导了一组轨道根数的修正公式。基于高精度轨道动力学模型和升交点位置确定方法,构造了关于轨道半长轴和轨道倾角的迭代修正方法。针对偏心率矢量的动力学系统所具有的极限环特性,构造了平均法求其解析近似,从而实现冻结轨道特性对偏心率和近地点幅角的迭代修正。结合迭代修正,得到一组严格回归的轨道根数。该轨道能够重访空间目标点,具有较高的回归精度。

摘要：为改善多挠性体卫星的姿态控制系统,研究了一种基于模糊神经网络的控制器设计。根据某卫星的姿态和挠性动力学模型,给出了模糊神经网络控制器(FNNC)结构及其简化的带动量学习算法。仿真结果表明:FNNC能较好地适应卫星本体参数变化,对外界干扰的抑制能力良好,可满足高精度、高稳定度卫星的姿控要求。

摘要：研究了近地卫星基于严格回归参考轨道的轨道保持控制方法:将卫星编队理论引入单星绝对轨道保持控制,提出了"虚拟卫星编队"的概念,分析了卫星轨道相对于参考空间轨迹在轨道摄动情况下的偏离状态及变化趋势,然后根据卫星编队相对运动学,推导出了偏离状态与虚拟卫星编队构形参数之间的对应关系,并设计了以轨道参数超调、偏置及阈值触发为特征的管道保持控制策略。数值仿真结果表明,使用该控制策略能够将卫星轨道保持在以空间参考轨迹为中心的轨道管道内,并且有效减少了因周期性轨道摄动波动造成的管道保持控制量和控制频次。研究成果对于有空间轨迹回归要求的卫星轨道保持控制具有指导意义。

摘要：分布式干涉合成孔径雷达卫星编队构形保持控制精度是影响基线长度,进而影响高程测量精度的关键因素之一。依据编队动力学相对轨道根数描述和分析,在传统脉冲控制方案基础上,结合工程实际补偿了控制过程中相对轨道根数间的耦合影响,优化设计了一种面内、面外独立控制的无偏四脉冲编队保持控制方法,并制定了相应的控制策略。该方法已应用于天绘二号卫星,通过地面仿真及在轨数据证明了方法的正确性,从而有效保证了干涉基线在全球尺度的预期分布,为陆地高程测量任务顺利开展提供保障。

摘要：分析了作为参考轨道的严格回归轨道与卫星在轨运行状态的相对运动关系,提出近地遥感卫星的管道导航方法。由于参考轨道的设计只考虑高精度的地球非球形摄动,与在轨卫星的动力学环境存在差别,这导致两者之间存在切航向漂移。基于高精度的轨道动力学模型和位置确定方法,设计了卫星与参考轨道采样点的沿航向对齐算法,从而获取了卫星相对参考轨道采样点的相位时间偏差和卫星在参考轨道编队坐标系切航向平面内的相对运动轨迹,进而引入椭圆的"最小二乘适配法"获取相对运动轨迹的特征量。所研究的管道导航方法可应用于基于GNSS测量数据的卫星自主轨迹保持。

摘要：基于连续小推力条件下星座轨道机动的动力学特性分析,研究了其入轨的布局置入和离轨机动方法。地球轨道上的大型星座数量巨大,传统的轨迹优化方法较难应用。针对多星入轨的星座布局置入任务,求解了分时序抬轨的相位调整问题,并在轨道抬升过程中,利用轨道倾角偏置补偿升交点赤经漂移。针对星座中卫星的离轨任务,设计了半长轴和偏心率的联合调整方法。在保证卫星快速离轨的同时,能够有效减少燃料的消耗。考虑到连续小推力机动的弧段效应,控制策略需要围绕控制效应的曲线积分进行优化。

摘要：根据编队合成孔径雷达干涉(InSAR)卫星的轨道特点和星间紧密编队的特性,引入e/i矢量概念,推导了用e/i矢量表示的编队卫星相对运动学方程,分析了在满足测量基线条件和星间距离条件下编队构型设计约束,并给出了能实现全球测量的编队构型设计结果。对获得的编队飞行轨道参数的数学仿真结果表明:设计的编队构型正确。

摘要：本文研究了基于星载GPS的简化动力学实时精密自主定轨模型和算法,并将实时自主定轨软件应用于浙江大学皮星二号(ZDPS-2)在轨飞行任务中去。本文阐述了软件所采用的动力学模型、观测模型和估计算法框架,以及实现时所采取的可靠性设计方法。在此基础上,利用GRACE卫星GPS接收机在轨数据,对该自主研发的实时精密自主定轨软件进行了验证。结果表明:实时定轨位置精度在X、Y、Z三轴上的RMS(Root-Mean-Square)值分别为1.313 3 m、0.905 2 m、0.964 8 m,速度精度在X、Y、Z三轴上的RMS值分别为2.1 mm/s、1.2 mm/s、1.5 mm/s,接近国际研究水平。此外,基于皮星二号任务载荷-微型单频GPS接收机进行了半实物仿真试验。结果表明:定轨位置精度达到5 m左右,速度精度达到10 mm/s以内,与接收机自身定轨软件解算结果对比,定轨精度得到大幅提升,使其能满足一般皮纳卫星的应用需求。

摘要：分析了大气阻力对近地轨道卫星轨道参数的影响,用变结构控制设计了基于大气阻力的编队构型沿航迹方向的控制。将中心的漂移距离和编队卫星的面质比之差作为输入量,设计滑模面进行编队控制,用极限环方式消除了在滑膜面附近的频繁切换。仿真结果验证了该控制律的正确性。