摘要：连续小推力条件下,针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型。分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法,并利用数值方法验证了所推导公式的正确性。计算结果表明,在高度为500km的圆轨参考道卫星实现周期为10分钟、半径100m的空间圆绕飞,一个绕飞周期所需最小速度增量约为4.77m/s。文章提出的基本设计原理并不局限于空间圆编队,也可用于其它快速绕飞编队的设计工作。

摘要：针对慢旋非合作目标,利用滑模控制和人工势函数理论设计两种快速绕飞避碰控制器以实现安全快速绕飞.通过考虑非合作卫星的几何形状,建立椭球避碰区域模型,解决了球形避碰区域无法实现的快速绕飞避碰问题.基于完全的非线性相对运动方程,分别针对系统外界扰动上界已知和未知的情形设计避免碰撞的快速绕飞控制器,所设计的控制器均可以严格地保证快速绕飞的安全性.利用Lyapunov理论证明了系统的渐近稳定性,并通过数值仿真验证了所设计控制器的有效性.

摘要：随着航天器在轨服务的发展,快速绕飞成为当前航天任务设计的一个重要课题。快速绕飞采用受限相对运动轨迹,为了实现任务目标需要考虑航天器位置与姿态的六自由度耦合控制问题。采用滑模变结构控制理论,解决了航天器快速绕飞的六自由度推力控制问题。首先,从完全非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态运动学方程出发,建立了包含未知有界干扰的六自由度动力学模型,该模型形式简单,适用于任意偏心率的目标轨道;其次,以圆形绕飞为例,给出了任意方位快速绕飞轨迹的数学表示和任意位置期望姿态的计算模型;然后,考虑航天器形状及推力器配置,应用滑模变结构控制的趋近律方法,设计了对未知有界干扰具有鲁棒性的控制律。最后的仿真算例验证了控制律的有效性。

摘要：研究了航天器空间任意方位快速绕飞与视线指向的建模与控制问题。定义合理的绕飞参考坐标系和期望姿态坐标系,将该问题转化为绕飞参考坐标系内的XY平面运动和绕期望姿态系Y轴的姿态跟踪控制。通过引入期望相对位置矢量,建立了航天器空间一般相对运动与视线指向的普适模型,并设计了相应控制律。以实现与目标轨道异面的快速圆绕飞视线指向为例进行了数学仿真,仿真中绕飞航天器采用冗余推力器配置,并引入伪逆法实现了控制指令的动态分配。数学仿真结果表明了该方法的正确性。

摘要：快速绕飞在航天器近距离观测、空间目标识别与侦察、在轨服务与应急情况处理活动中具有重要应用。首先建立了适用于目标航天器运行在圆轨道或椭圆轨道的相对运动状态转移矩阵;然后,推导了采用多脉冲控制方法实现与目标航天器共面和异面快速绕飞、进入绕飞和退出绕飞的轨迹设计与制导的模型和算法;最后,分析了绕飞过程速度脉冲需求与绕飞参数的关系。仿真计算结果表明所提出的快速绕飞轨迹设计模型和制导算法可以用于对圆轨道或椭圆轨道目标航天器的共面或异面快速绕飞。

摘要：研究了航天器空间任意方位快速绕飞与监测的相对姿轨耦合控制问题。通过合理绕飞参考系和期望姿态系的定义,将问题转化为绕飞参考系内的相对姿轨跟踪控制。通过设计航天器期望相对位置矢量和求取期望姿态运动规律,建立了符合航天器空间一般物理运动规律的相对运动与姿态指向模型,并给出相应控制律。仿真中以实现与目标轨道异面的快速圆绕飞为例,同时考虑绕飞航天器初始位置不在绕飞面的情况,设计了期望相对位置矢量的运动规律,并加入指数函数引导相对姿轨平滑过渡。考虑相对姿轨控制的强耦合性,绕飞航天器采用冗余推力器配置,并引入伪逆法实现控制指令的动态分配。最后针对示例的数值和可视化仿真验证了算法的正确性。

摘要：针对近距离快速绕飞的视线保持要求和姿轨耦合特点,研究航天器姿轨协同最优控制方法。建立了六自由度相对运动耦合非线性模型,偏心推力矢量同时提供位置和姿态控制能力;考虑到近距离相对运动对动态性能的高精度要求,不同于无限时域经典Theta-D方法,提出了一种包含终端状态约束的滚动优化有限时域最优控制快速解算方法,推导了中间过程微分Riccati方程和微分Lyapunov方程的横截条件。控制器设计充分考虑了有限脉冲小推力器和有限力矩输出装置的约束。对近距离快速绕飞的仿真结果说明了方法的有效性,所提方法在保证相对运动稳定和动态性能的前提下控制输出幅值小,具有工程实际意义。

摘要：针对多星快速绕飞与同步逼近吸附旋转目标的近距离协同操作任务,首先,考虑旋转目标、观测星和逼近星的大小及形状,基于相对轨道和相对姿态动力学模型,分析设计了适用于空间任意方位的期望绕飞平面和期望姿态指向:观测星期望姿态保持观测设备始终指向旋转目标,逼近星期望姿态保持与目标星姿态同步;然后,考虑碰撞规避,推导了基于误差四元数和误差角速度反馈的比例-微分控制律以及一种基于人工势场法的近距离安全制导控制方法,通过二者相结合对相对姿态及相对轨道进行控制;最后,通过3星观测、2星逼近的近距离操作问题对提出的方法进行测试.仿真结果表明,3颗观测星均能够成功躲避其它卫星碰撞,并沿着期望的轨道运行,2颗逼近星能够同时安全逼近,并吸附到目标表面设定位置,观测星和逼近星实际姿态均能快速收敛到期望值,验证了提出控制方法的有效性.