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：开发深空探测,研究对近地建立空间站。针对地月L1点空间站与绕飞航天器的构型保持控制问题,共线平动点附近的运动具有较强的不稳定性,太阳引力摄动对Halo轨道编队构型具有较大的影响。为实现Halo轨道编队的稳定飞行,根据Floquet模态理论设计了Halo轨道编队保持控制器,在分析消除模态4最优控制策略的基础上,研究了Floquet模态之间的内在耦合关系,进一步提出了模态相消控制策略,降低了保持控制燃耗。在限制四体模型下,对太阳引力摄动下的Halo轨道编队保持控制问题进行了数值仿真,仿真结果表明:保持控制器可实现Halo轨道编队相对运动构型保持,且具有较高的控制精度,不存在误差积累现象。

摘要：深空动平衡点（Libration Point）临域内的飞行器具有较高的科学探测价值，成为近年来航天领域研究热点。本文针对“日-地”（太阳-地球）系统的第二动平衡点（L2点）进行研究，分析了其临域内的周期／拟周期运动，即Halo／Lissajous轨道的存在，并得到其线性化运动方程，以分析该模型下动力系学环境的非线性及周期性；进而，利用目标点校正法，设计日-地系统12点Halo上的离散脉冲保持控制方法，从而保证了飞行器长时间飞行的轨道稳定性。仿真给出了800天飞行任务的轨控结果，并与自然飞行的轨道发散情况进行了对比分析，表明了所述方法的必要性和有效性。

摘要：日地系第二动平衡点（L2点）由于其特殊位置和动力学性质为深空探测提供了较高研究价值。本文基于其邻域内轨道的非线性及周期性；利用Floquet方法设计12点Halo轨道上的保持控制器，通过抵消轨道运动的不稳定分量，保证飞行器以一定精度长时间飞行于指定的Halo轨道上。仿真给出了800天飞行任务的轨控结果，表明了所述方法的必要性和有效性。

摘要：基于Floquet理论研究三体平动点周期轨道航天器编队的构形设计与控制方法.首先,介绍平动点周期轨道的Floquet理论,对Floquet模态进行仿真分析,利用Floquet模态可以线性表达相对于平动点周期轨道的运动偏差,并推导出了其模态系数的时间函数表达式,对于Z振幅较小的halo轨道,证明了周期模态的系数接近常值;在此基础上,应用Floquet模态对平动点轨道航天器编队构形进行设计,利用周期模态3,5或模态4,6的组合得到了多类特殊的规则构形;最后,提出了同时控制5个Floquet模态的相对运动轨道控制方法,仿真表明:该方法有效,并具有精度高、频度低、燃耗省等优势.本文形成了一种基于Floquet模态理论的平动点轨道航天器编队构形设计与控制的一体化方法,并基于该方法得到了几类特殊的规则构形,这对于深空探测任务轨道设计有重要的参考价值.

摘要：在长期的航天器编队飞行中传统的基于线性相对运动模型设计编队保持轨道的方法会引起较多的燃料消耗。首先采用摄动法解析地求得了考虑二阶非线性项时椭圆轨道相对运动模型的周期性条件和周期解;然后以此周期解为参考轨道设计了基于Lyapunov稳定的PD保持控制律。仿真结果表明:基于椭圆轨道非线性相对运动模型的周期解较基于椭圆轨道线性相对运动模型的周期解,精度明显提高;以前者为参考轨道的保持控制与以后者为参考轨道的保持控制相比,燃耗明显降低。