摘要：重点研究了对椭圆轨道上非合作目标进行长期绕飞监测的相对运动轨道构型设计与构型保持问题。利用轨道要素法建立了适用于目标轨道为椭圆轨道的相对运动模型,推导了以目标为中心的周期性绕飞运动的必要条件,考虑绕飞安全距离约束给出了满足目标监测要求的绕飞轨道设计方法,针对J2摄动和大气阻力摄动作用对绕飞轨道构型的影响,提出了绕飞轨道构型保持脉冲控制策略,建立了燃料最省构型保持非线性规划模型。仿真结果表明,所提出的构型设计方法简单有效,适用于对椭圆轨道上目标的绕飞相对运动分析,基于非线性规划方法的构型保持最优控制方法能够有效实现燃料最省绕飞轨道构型保持的高精度控制。

摘要：基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.

摘要：本文提出一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法。该方法依据实时相对位置和目标位置确定绕飞坐标系;在绕飞坐标系中,分别采用扇形轨迹和直线轨迹设计了两类接近轨迹规划策略,利用相对位置和目标位置间的夹角进行规划策略选择,以规划得到过渡目标位置,并采用CW制导进行过渡目标位置的接近控制;为保证绕飞过程中相对测量敏感器始终有效测量,还设计了姿态指向控制律使追踪航天器x轴指向目标航天器。数学仿真校验了所设计方法的有效性。

摘要：基于多模态滑模控制的理念,研究了交会对接绕飞段的控制问题。介绍了多模态滑模切换函数的设计方法,并给出滑模面的存在条件和系统稳定性证明。采用分时控制方法弱化系统变量之间的耦合,简化了控制系统的设计。对该控制系统进行了数值仿真,结果表明:系统可以经由预想的绕飞轨线,由初态绕飞至终态,而且对初始状态具有很好的适应性。

摘要：研究了空间绕飞任务中从航天器对主航天器进行观测时的姿态跟踪控制问题,提出了综合考虑挠性、外部扰动和参数不确定性等因素的输入饱和鲁棒控制器设计方法。根据主、从航天器的质心相对运动信息,解算出了从航天器的期望跟踪姿态。为保证从航天器跟踪期望姿态时控制器的有界性和强鲁棒性,将文献中已有的一种一阶滑模姿态调节控制器推广到了姿态跟踪的情况。进一步,为消除一阶滑模控制的高频抖振问题,将姿态跟踪问题转化成了标准的二阶滑模控制问题,提出了一种连续的二阶滑模姿态跟踪控制器。仿真结果表明,本文算法能有效实现绕飞过程中的姿态跟踪,同时具有强鲁棒性。

摘要：针对空间非合作目标近距离监视机动飞行,在给出视线坐标系中两航天器的相对运动数学模型的基础上,建立了跟踪飞行器的轴向轨控发动机模型,提出了直接以发动机产生向心力对目标进行绕飞的控制方法,并完全利用跟踪飞行器上光学相机所提供的观测信息,设计出一种在绕飞面控制视线转率为非零常值,同时在纵平面辅以比例导引的制导方法,使跟踪飞行器能在以目标为中心的近圆相对轨道上飞行。讨论了该方法下可实现绕飞的条件,给出了控制方法,通过数学仿真,验证了该方法的可行性。

摘要：利用多项式建立了空间飞行器相对目标的变轨加速度模型,给出了C-W方程的解析解;由此将在给定时间、初始及终端条件下完成空间近距离接近与绕飞的轨道设计问题转化为求解六元非线性方程组。文中给出了接近与绕飞典型问题的算例,验证了求解思路的正确性。

摘要：研究了空间交会绕飞与最后逼近段的控制问题,设计出一种用于实现绕飞与逼近控制的模糊控制方案。在考虑测量误差的情况下,分别利用最小二乘与卡尔曼滤波方法对测量数据进行优化处理,并采用模糊控制方案实现绕飞与逼近段的仿真,仿真结果证实了模糊控制算法控制精度可以满足交会任务的需要,也验证了在具有测量误差条件下不同仿真方案所采用的模糊控制策略的有效性。

摘要：在绕飞段双脉冲控制策略研究的基础上,为解决控制精度等方面存在的的问题,设计提出了基于终端状态的中间修正脉冲策略,仿真表明改进结果综合了能量消耗及被动安全性等性能指标,适用于工程实际应用。

摘要：在圆形限制性三体问题的框架下研究了地月空间航天器绕飞接近跟踪控制方法.首先,以圆形限制性三体问题为基础建立了地月空间航天器相对运动模型,并通过无量纲化和线性化方法对模型进行了简化.接着,将地月空间航天器绕飞接近跟踪控制问题转化为模型参考输出跟踪问题,并结合模型参考输出跟踪理论和线性二次型最优控制理论设计绕飞接近跟踪控制器.最后,通过数学仿真验证控制器的有效性和可行性,仿真结果表明该方法能够实现地月空间航天器绕飞接近跟踪控制,对位置和速度的初始状态误差能够快速收敛.