摘要：圆形限制性三体问题中存在 5个动平衡点。其中日 地系统中共线平衡点L1和L2 是近十几年来国外研究热点。首先介绍了 5个平衡点的位置关系及卫星应用 ,接着从理论上简单比较了Halo轨道和Lissajous轨道的区别 ,指出Halo轨道和Lissajous轨道是线性化偏差方程的特解。介绍国外日 地动平衡点卫星应用情况 ,分析了转移轨道的两种可行方式。

摘要：利用动力系统理论中的不变流形概念设计向halo轨道转移的小推力轨道。首先,根据小推力发动机是否工作将转移轨道划分为上升段和滑行段。两个轨道段分别采用不同的动力学模型描述;并通过不变流形和Lyapunov反馈控制原理将整段轨道参数化;最后进行参数优化获得最优转移轨道。这种方法通过合理选择坐标系和利用反馈控制的方法,避免了由三体动力学模型以及最优控制问题的共轭方程所具有的极强的非线性带来的求解困难。具有很强的收敛性;优化过程的每一步中不包含迭代过程,计算速度快。并以从地球停泊轨道向日-地L2点halo轨道转移为例验证了此方法的有效性。这种方法对小推力动平衡点任务设计有着重要的实际意义。

摘要：为实现舰载机纵向自动着舰,提出时变风险权值矩阵的预测控制方法来构建舰载机纵向自动着舰引导律。首先,建立基于偏差形式的舰载机纵向着舰非线性模型,根据航母实时运动状态动态求解飞机着舰过程平衡点,并获得线性模型的动态系统矩阵;其次,提出纵向着舰高维风险建模理论,并通过BP神经网络训练样本数据建立风险模型,根据高维风险模型构建预测控制的时变权值矩阵,给出并证明求解最优控制量的若干定理,推导出相应线性矩阵不等式,并设计状态观测器来观测当前无法直接测量的着舰状态。最后,在半物理仿真平台上验证建立的着舰引导律,通过仿真曲线证明了算法的可行性和有效性。

摘要：嫦娥二号卫星在国际上首次成功实现从日-地拉格朗日L2点飞越探测小行星的任务.本文针对该任务的转移轨道设计问题,提出了满足时间节点约束、测控约束及燃料约束的拟流形摄动多节点转移轨道方案.首先,基于圆型限制性三体系统拟周期轨道的流形理论,分析了嫦娥二号卫星Lissajous轨道及其不稳定流形,给出了该流形延展与Toutatis小行星轨道的空间关系;然后,基于星历模型,提出了拟流形摄动法分析飞越Toutatis小行星的机会,得到了转移轨道的初值;最后,基于DE405星历模型、高精度动力学模型及小行星星历,采用多级微分修正法,得到满足约束的转移轨道方案.嫦娥二号卫星于2012年4月15日和6月1日进行两次变轨机动,2012年12月13日近距离成功飞越4179Toutatis小行星.工程飞行试验结果验证了嫦娥二号卫星从日-地拉格朗日L2点飞越探测4179Toutatis小行星轨道设计方案的正确性和可行性.

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：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。