摘要：以修正Rodrigues参数作为姿态参数,利用无味Kalman滤波(UKF)设计了一种全姿态估计算法。修正Rodrigues参数在姿态估计中具有简洁高效的优点,然而,因其奇异性不能用于全姿态运动情况。利用修正Rodrigues参数与其影子参数相互切换的方法可以避免奇异现象的发生。UKF直接利用非线性模型而不需要线性化,适用于高精度的姿态估计。本文针对"陀螺+矢量观测"这种典型的姿态确定模式,以修正Rodrigues参数与其影子参数相互切换的方法描述姿态,利用UKF设计了姿态估计器。状态协方差阵在姿态参数切换时发生突变,引起姿态估计器的滤波波动。为此,提出了在姿态参数切换时对姿态估计器进行修正的方法。最后通过仿真验证了算法的有效性。

摘要：以Rodrigues参数作为姿态描述参数提出一种快速的全姿态估计算法。Rodrigues参数具有简洁高效的特点,但它具有奇异性,不适用于大角度情况。首先将序贯旋转方法和Rodrigues参数相结合,提出了一种简洁、无奇异的姿态描述方法。然后应用该姿态描述方法,针对"矢量观测+陀螺"这种典型的姿态测量方案,讨论飞行器的姿态估计问题。在姿态估计算法设计中,给出了陀螺模型和观测矢量模型,推导了状态和状态误差协方差阵的预测方程和量测更新方程,并提出了预测方程的一种高效积分方法。仿真结果表明在估计精度等同的条件下,该姿态估计算法比四元数算法效率大约提高10%。

摘要：建立航天器非开普勒运动理论是航天技术发展的必然。提出了一类非开普勒轨道——共振轨道。共振是自然界的一种普遍现象,当发生共振时,很小的输入可以使系统的状态产生较大变化。研究表明航天器在推力作用下的非开普勒运动在参数平面内可以视为一种受迫振动,也会发生共振现象。因此,可以利用共振原理来研究航天器的运动,称这样一类非开普勒轨道为共振轨道。首先通过合理地选择轨道描述参数、时间尺度和推力描述方式建立航天器共振轨道的动力学模型。然后讨论航天器在推力作用下轨道运动的振动规律,并给出共振轨道的概念及轨道方程。最后提出基于共振轨道的机动轨道设计方法。

摘要：目前月球探测任务具有多样性,需要采用不同高度的月球卫星轨道,因此研究摄动力对不同高度月球卫星轨道的影响具有重要意义。文章首先分析了月球非球形摄动、地球引力摄动和太阳引力摄动三种摄动力大小随高度的变化规律。在此基础上,仿真计算了这三种摄动对不同高度月球卫星轨道的影响,得到了轨道要素和近月点高度在不同轨道高度范围内随这三种摄动力的变化规律。最后在近月点高度为百米级精度的条件下,给出了不同高度范围需要考虑的摄动力,为新型月球任务轨道设计和轨道控制提供参考。

摘要：介绍了国内外关于Rodrigues参数改进方法及其应用的研究现状.在此基础上,提出了Rodrigues参数的第一推广形式.现有的射影参数和广义Rodrigues参数都是其特例,为统一研究由Rodrigues参数推广而来的各种三参数姿态描述方法提供理论基础.然后,从第一推广形式这一族姿态描述参数中选取一个子族,即Rodrigues参数的第二推广形式.文中给出了第二推广形式与四元数的关系及第二推广形式表示的姿态运动学方程,并讨论了解决Rodrigues参数的第二推广形式奇异性的方法,为飞行器姿态确定和控制算法设计提供了理论基础.

摘要：提出了一种GEO卫星快速发射入轨定点方法,运载火箭将卫星发射进入GTO轨道后,由上面级或卫星自身在48h内快速定点到GEO轨道任意指定定点位置。考虑时间、测控等约束,在选定变轨策略基础上,以燃料消耗最小为目标,优化给出了快速入轨定点标称轨迹。采用无奇异的春分点根数描述轨道运动,基于最小二乘法给出了航天器在有限推力条件下变轨的闭环显式制导方法,控制航天器沿标称轨迹飞行。仿真算例表明,采用该变轨策略、轨道优化设计方法和制导律,可以完成GEO卫星快速入轨定点控制。

摘要：针对编队航天器构型重构过程中期望轨迹跟踪控制问题,推导了参考模型输出跟踪控制律,给出了控制律求解方法;应用多项式插值原理给出了直线逼近、定点悬停以及快速绕飞等典型飞行模式下期望轨迹的数学描述;将航天器轨道相对动力学方程作为被控对象,将期望轨迹的数学描述作为参考模型,设计了一种将被控对象的状态反馈和参考模型的状态前馈结合的组合控制器.数值仿真验证表明该控制器性能优良,误差收敛快,跟踪精度高,具有一定的理论研究价值,同时对工程实际也具有指导意义.