摘要：This paper presents the methods and results for the trajectory design and optimization for the low earth orbit (LEO) satellites in formation to observe the geostationary orbit (GEO) satellites’ beams. The background of the trajectory design mission is the 9th China Trajectory Optimization Competition (CTOC9). The formation is designed according to the observation demands. The flying sequence is determined by a reference satellite using a proposed improved ephemeris matching method (IEMM). The formation is changed, maintained and transferred following the reference satellite employing a multi-impulse control method (MICM). Then the total observation value is computed by propagating the orbits of the satellites according to the sequence and transfer strategies. Based on the above methods, we have obtained a fourth prize in the CTOC9. The proposed methods are not only fit for this competition, but can also be used to fulfill the trajectory design missions for similar multi-object explorations.

摘要：A method for spacecraft formation flying (SFF) design and control near libration point orbits was developed by making use of the Floquet theory for periodic orbits. Firstly, the Floquet theory used in libration point orbits was introduced and the coefficients of four Floquet periodic modes were proved to be nearly constant when the amplitude in z direction of earth-moon L1 halo orbits is less than 20000 km. On this basis, a configuration design approach to SFF in L1 halo orbits was proposed, and several types of special configurations were obtained with periodic mode 3 and mode 5 or mode 4 and mode 6. Then, in order to control the SFF configuration concisely, those coefficients of the 5 modes (except the stable one) must be kept constant. A stationkeeping method for SFF was developed, which controls 5 Floquet modes simultaneously. Finally, simulations showed that the Floquet-based approach of configuration design and control for SFF is effective, simple and convenient. The research may be of value for deep space explorations.

摘要：以“主星—辅星编队”InSAR系统干涉测高为应用背景,研究辅星编队的优化设计问题。首先,定义优化指标———“有效观测时间比”来描述全轨道周期观测性能,以共绕飞轨道、相位均匀分布的卫星编队(构形类似于CartWheel)作为研究的重点。选取描述编队卫星相对运动的振幅比和相位差作为寻优变量,通过仿真实例用搜索法得出了寻优变量与优化指标的三维关系图,并给出了优化构形的参数区域,得到了最优的编队卫星轨道根数。进一步研究了在主要摄动因素影响下卫星编队构形保持与轨道保持的燃料预算方法,并计算了上述优化构形一年的燃料预算。最后得出有益的结论,为全InSAR系统优化设计提供依据。

摘要：针对地心甚高轨道星座构形协同捕获控制问题,基于虚拟编队方法设计了协同捕获控制策略,采用三脉冲燃耗最优轨迹规划算法对构形捕获轨迹进行协同规划;并且结合自适应全程积分滑模控制器对卫星各自转移轨迹进行跟踪控制。以10万km轨道高度的三星星座构形捕获为例进行仿真验证,仿真结果表明:该策略可以有效应用于地心甚高轨道星座构形捕获控制,能够在燃耗较少的情况下使星座中卫星同时到达各自的标称位置,同时具有较高的精度。

摘要：针对携带电推进等小推力推进系统工作的航天器,提出一种利用连续推力调相机制的在轨碰撞规避机动策略。首先,采用混沌多项式展开方法对初始状态不确定性的航天器碰撞概率进行分析,并以此作为碰撞规避策略的评价指标;进而推导了一种适用于小推力的轨道机动的解析解。利用这一解析结果可以提出一种新的避碰方法,即通过航天器轨道相位的微调减小航天器碰撞概率,并且在机动后能够迅速恢复原轨道相位。数值仿真表明:基于所提出的避碰机动策略,可以在较短时间内减小碰撞概率。数值仿真还揭示了避碰时间、燃耗和推力加速度之间的关系。

摘要：针对航天器近距离视线抵近同时存在轨道与姿态机动的非合作目标特定方位控制问题,提出了一种基于控制Lyapunov函数(CLF)的模型预测控制方法 (LMPC)。首先,根据视线坐标系下的轨道动力学方程,建立了满足视线指向要求的航天器相对轨道动力学模型,并推导了期望轨道的解析表达式。其次,利用MPC方法设计控制器进行在线优化控制,并通过纳入基于李雅普洛夫方法的非线性反步控制的显式特征,构建收缩约束式,以确保闭环稳定性。接着,对基于LMPC的控制方法的递归可行性和闭环稳定性进行了证明。最后,仿真结果证明了所设计的LMPC轨迹跟踪方法的有效性和鲁棒性。

摘要：针对空间引力波探测系统对超远距离编队动力学与控制技术提出的挑战,调研分析了空间引力波探测系统所涉及的动力学与控制技术国内外研究现状,包括:超远距离相对动力学、高稳定轨道设计、高精度构形初始化策略与控制、构形重构与维持以及多自由度协调控制等方面。在对相关领域国内外研究现状分析的基础上,提出了空间引力波探测系统在动力学与控制方面需重点解决的关键技术:超远距离编队构形发散机理建模与分析、高稳构形鲁棒优化设计理论与方法、有限机动能力约束下的高精度构形初始化和保持技术、非科学与故障模式下编队姿轨维持策略和多自由度协调控制等。

摘要：航天器无拖曳控制是实现引力波空间探测科学平台超静超稳运行的核心关键技术之一。目前,国内外各研究机构对航天器系统的动力学与控制进行了深入研究,并针对不同的探测频段需求提出了不同的探测任务。根据探测任务进行了航天器编队设计与控制的详细介绍和分析,对涉及的无拖曳与姿态控制、高精度惯性传感器与执行机构等原理和理论方法进行了深入的剖析。针对现已开展的空间引力波探测无拖曳航天器在轨飞行的演示验证整体情况进行详述和分析。在此基础上,提出后续开展相关研究中亟待解决的关键问题,指出未来无拖曳航天器系统动力学与控制的研究热点和趋势。

摘要：研究滚转弹道导弹的耦合特性。从滚转弹道导弹的耦合机理分析出发,运用对角优势度与Gershgor-in带定量的分析了某型滚转弹道导弹耦合特性,并初步分析了滚转弹道导弹耦合特性对控制系统设计的影响。分析结果表明:为了降低控制系统设计难度,滚转弹道导弹滚转速度应小于某一特定值,在起飞开始阶段其主要受运动耦合部分限制,而后则由控制耦合部分所决定。

摘要：提出一种航天器空间交会寻的段的三冲量制导方案。以节省燃料和提高末制导精度为目标,设计出基于Hill方程寻优和轨道预报实时优化的双重优化方法,对无初始误差及测量误差情况下的寻的制导效果进行仿真分析,并且对存在初始误差与测量误差时的寻的制导进行模拟打靶试验。仿真结果表明此方法在保证终端精度的同时能较好地节省燃料,并且对于误差影响具有鲁棒性,计算量较小,具有工程可实现性。