陀螺进动与强迫进动轨道

陀螺进动与轨道进动现象的相似性归因于二者的动力学相似性. 通过类比二者的动力学模型,提出了一类强迫进动轨道. 若以圆轨道为初始轨道,通过施加常值法向力可以实现一种特殊的悬浮型强迫进动轨道. 采用四元数建模方法求解了这种强迫进动轨道的进动规律,给出了解析表达式,据此分析了这种轨道的性质. 分析结果表明这种强迫进动轨道与初始圆轨道在同一球面上,且与初始位置相切. 其角速度为进动角速度与初始轨道角速度的合成,是一种悬浮轨道,即属于非开普勒轨道. 悬浮轨道在地球观测、行星际科学、天文观测、无线电通讯以及地球工程等领域具有潜在应用前景. 从强迫进动的角度出发所作的分析为悬浮轨道的实现提供了一种新途径.     

A method for classifying orbits near asteroids

A method for classifying orbits near asteroids under a polyhedral gravitational field is presented, and may serve as a valuable reference for spacecraft orbit design for asteroid exploration. The orbital dynamics near aster- oids are very complex. According to the variation in orbit characteristics after being affected by gravitational perturbation during the periapsis passage, orbits near an as- teroid can be classified into 9 categories： （1） surrounding- to-surrounding, （2） surrounding-to-surface, （3） surrounding- to-infinity, （4） infinity-to-infinity, （5） infinity-to-surface, （6） infinity-to-surrounding, （7） surface-to-surface, （8） surface- to-surrounding, and （9） surface-to- infinity. Assume that the orbital elements are constant near the periapsis, the gravitation potential is expanded into a harmonic series. Then, the influence of the gravitational perturbation on the orbit is studied analytically. The styles of orbits are dependent on the argument of periapsis, the periapsis radius, and the periapsis velocity. Given the argument of periapsis, the orbital energy before and after perturbation can be derived according to the periapsis radius and the periapsis velocity. Simulations have been performed for orbits in the gravitational field of 216 Kleopatra. The numerical results are well consistent with analytic predictions.     

火星引力捕获动力学与动态误差分析

火星探测的制动捕获机会唯一,是影响任务成败的关键. 从限制性三体问题出发,推导了火星引力球、作用球与希尔球半径的计算公式,比较了三者的特点与适用范围,并结合作用球的定义与物理意义,给出了一种火星探测制动捕获段的工程定义. 在作用球范围内建立了火星制动捕获段动力学模型,给出了对捕获轨道精度产生影响的各项误差源. 通过蒙特卡洛仿真,定量分析了导航初始误差、发动机推力误差、制动点火时间误差等对捕获轨道近火点与远火点高度的影响,并对不同误差源可能导致的超差概率进行了分析,指出了影响捕获精度的主导误差源,可为我国未来火星探测制动捕获段的任务实施提供参考.      

Solution set on the natural satellite formation orbits under first-order earth＇s non-spherical perturbation

Using the reference orbital element approach, the precise governing equations for the relative motion of formation flight are formulated. A number of ideal formations with respect to an elliptic orbit can be designed based on the relative motion analysis from the equations. The features of the oscillating reference orbital elements are studied by using the perturbation theory. The changes in the relative orbit under perturbation are divided into three categories, termed scale enlargement, drift and distortion respectively. By properly choosing the initial mean orbital elements for the leader and follower satellites, the deviations from originally regular formation orbit caused by the perturbation can be suppressed. Thereby the natural formation is set up. It behaves either like non-disturbed or need little control to maintain. The presented reference orbital element approach highlights the kinematics properties of the relative motion and is convenient to incorporate the results of perturbation analysis on orbital elements. This method of formation design has advantages over other methods in seeking natural formation and in initializing formation.     

卫星编队飞行中相对轨道的J2摄动分析

详细分析了$J_{2}$摄动对编队卫星相对轨道构形的影响. $J_{2}$ 摄动对相对轨道的影响分为相对轨道构形的漂移、相对轨道平面的章动和进动. 首先, 分析了相对轨道构形漂移速度、章动角速度和进动角速度的一阶近似表达式的数量级及其影 响因素. 其次,给出一个准则,来判断同一相对轨道的漂移和转动之间的关系. 最后, 利用该准则,分析了主、从星的轨道根数差对相对轨道的漂移和转动的影响.     

XNAV/UVNAV/SINS组合导航在航天器轨道机动中的应用

针对X射线脉冲星导航在航天器轨道机动过程中精度不高甚至发散的问题,提出一种将X射线脉冲星导航结合惯性导航和紫外敏感器的组合导航方法。以航天器在惯性系中的位置、速度、姿态四元数和惯性导航设备误差作为系统状态变量,用X射线探测器测量X射线脉冲到达时间,用紫外敏感器测量中心天体质心相对于航天器的方向矢量和距离以及航天器在惯性系中的姿态四元数,用扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统状态。仿真结果验证了该组合导航方法的可行性,能够解决轨道机动中X射线脉冲星单独导航的误差过大(位置误差达107m)问题,且该组合导航具有较高的导航精度,在轨道机动前、机动中和机动后导航位置误差均在100 m以内。     

空间刚性杆——弹簧组合结构轨道、姿态耦合动力学分析

以空间太阳帆塔在轨运行中遇到的强耦合动力学问题为研究背景,建立了空间刚性杆-- 弹簧组合结构轨道与姿态耦合 问题的动力学模型,采用辛 (几何) 算法研究了其轨道与姿态耦合的动力学行为,研究结果可以从系统的能量保持情况间接得到验 证. 首先,基于变分原理,通过引入对偶变量将描述空间刚性杆-- 弹簧组合结构动力学行为的拉格朗日方程导入哈 密尔顿体系,建立简化模型的正则控制方程;随后,采用辛龙格库塔方法模拟分析了地球非球摄动对轨道、姿态的影响及系统能 量的数值偏差问题. 数值模拟结果显示:随着初始姿态角速度增大,轨道半径的扰动 增大,轨道与姿态之间的耦合效应加剧; 带谐摄动对空间刚性杆-- 弹簧组合结构模型的轨道、姿态产生的影响比田谐摄动要高出至少两个数量级;同时辛龙格库塔方法能更好 地快速模拟地球非球摄动影响下空间刚性杆-- 弹簧组合结构的动力学行为,并能够长时间保持系统的总能量,有望为 超大空间结构实时反馈控制提供实时动力学响应结果.      

双航海惯导联合旋转调制协同定位与误差参数估计

单轴/双轴旋转调制航海惯导备份配置满足了舰艇对于定位精度、可靠性、成本的综合要求,但系统间缺少信息融合。针对此问题,以单轴旋转惯导的姿态误差、速度误差、位置误差与双轴旋转惯导对应误差的差值以及两套惯导的陀螺常值漂移、水平加速度计常值零偏为系统状态,并以二者间扣除杆臂效应后的速度及位置的差值为观测量,通过联合旋转调制,改变两套系统IMU的相对姿态关系。分段常值可观测性分析表明,所有系统状态完全可观。建立了定位误差预测方程,对单轴旋转惯导方位陀螺漂移造成的定位误差进行预测补偿。实验结果表明,对单轴旋转惯导方位陀螺漂移造成的定位误差预测补偿后,其定位误差减小了30%,不仅满足了高可靠性的要求,而且提高了故障情况下的导航精度。     

Artificial Sun synchronous frozen orbit control scheme design based on J_2 perturbation

Sun synchronous orbit and frozen orbit formed due to J 2 perturbation have very strict constraints on orbital parameters,which have restricted the application a lot.In this paper,several control strategies were illustrated to realize Sun synchronous frozen orbit with arbitrary orbital elements using continuous low-thrust.Firstly,according to mean element method,the averaged rate of change of the orbital elements,originating from disturbing constant accelerations over one orbital period,was derived from Gauss’ variation of parameters equations.Then,we proposed that binormal acceleration could be used to realize Sun synchronous orbit,and radial or transverse acceleration could be adopted to eliminate the rotation of the argument of the perigee.Finally,amending methods on the control strategies mentioned above were presented to eliminate the residual secular growth.Simulation results showed that the control strategies illustrated in this paper could realize Sun synchronous frozen orbit with arbitrary orbital elements,and can save much more energy than the schemes presented in previous studies,and have no side effect on other orbital parameters’ secular motion.     

基于Unscented Kalman滤波的飞行器天文/地磁自主导航算法研究(英文)

针对地磁场模型精度低而引起的导航精度不高及基于轨道动力学方程的天文导航算法的局限性问题,提出了一种利用天文/地磁信息为观测量的飞行器自主导航方法,并建立了动力学方程,同时推导了观测方程。算法采用星光矢量与地磁矢量的夹角为观测量,采用UKF滤波器估计飞行器的速度和位置,并进行了仿真研究。仿真结果表明,该算法的精度要远高于单纯的地磁导航,滤波的收敛性和稳定性较好,导航误差不随时间累积,有工程应用价值。     

HOVERING ORBITS DESIGN FOR PERTURBED ASTEROIDS WITH PARAMETRIC EXCITATION RESONANCE 1)

本文将太阳引力摄动视为受摄不规则小行星系统的组成部分,借鉴非线性振动理论中参数激励共振的概念,创新性地设计了不规则小行星平衡点附近稳定的悬停观测轨道.为了同时考虑不规则小行星引力和太阳引力, 本文采用受摄粒杆模型描述系统.通过对未扰系统平衡点以及固有频率的分析, 给出系统存在参激共振轨道的条件.再以第二类参激主共振和1:3内共振为例,采用多尺度方法求得参数激励共振轨道的稳态解, 并对稳态解的稳定性进行判断.通过受摄小行星系统的幅频响应曲线以及力频响应曲线分析了系统的非线性特性以及参数激励效应.此外, 对内共振引起的长短周期能量转移现象进行了分析.本文的研究成果可以拓展现有小行星系统周期轨道族设计方法.     

带脉冲的三维引力辅助变轨研究

在引力辅助过程中施加脉冲可以有效地改善变轨效果.目前只能对施加小脉冲的情况进行近似计算,当脉冲大于近拱点速度的1%时无法进行分析.针对这一问题,提出了一种解析分析方法,可以计算施加任意大小和方向脉冲的三维引力辅助变轨.基于二体问题,建立了带任意脉冲的三维引力辅助模型,采用8个相互独立的参数对模型进行描述,其中5个参数表征三维引力辅助、一个参数表征脉冲的大小、两个参数表征脉冲的方向;建立了一组坐标系,可以方便地对轨道进行描述;以施加脉冲为界,将轨道划分为前后两段,分别进行公式推导;应用双曲线轨道动力学与坐标变换等技术方法,可以将飞行器的位置矢量和速度矢量表示为上述8个参数的解析公式,进而可以求出变轨导致的速度、能量和轨道倾角的变化量.通过与基于圆型限制性三体问题的数值仿真结果进行对比,验证公式的有效性.应用导出的解析公式分析了施加脉冲的大小和方向对飞行器能量和轨道倾角的影响,并给出了相应规律.结果表明:以最大能量改变为优化目标,施加脉冲的最优方向往往并不是该点速度方向;轨道倾角受到脉冲方向的影响显著.      

基于非嵌入多项式混沌的爆轰不确定度量化

固体炸药爆轰是极为复杂的极端物理和化学过程,发生在极小的时间尺度和极小的空间尺度内,产生极高的爆压和极快的爆速,给理论研究和实验带来巨大的挑战,数值模拟成为极为重要的研究手段。验证、确认和不确定度量化综合了实验和数值模拟的优点。针对圆筒试验问题,使用基于全张量积的多元非嵌入多项式混沌方法,给出了初始密度和JWL参数不确定时、圆筒位置和速度的期望、方差以及置信区间。结果发现试验数据均落在置信区间内。最后,使用信息熵方法给出实验不确定度量化,从而确认了模型的有效性。     

Visual hull method for tomographic PIV measurement of flow around moving objects

Tomographic particle image velocimetry (PIV) is a recently developed method to measure three components of velocity within a volumetric space. We present a visual hull technique that automates identification and masking of discrete objects within the measurement volume, and we apply existing tomographic PIV reconstruction software to measure the velocity surrounding the objects. The technique is demonstrated by considering flow around falling bodies of different shape with Reynolds number?~1,000. Acquired image sets are processed using separate routines to reconstruct both the volumetric mask around the object and the surrounding tracer particles. After particle reconstruction, the reconstructed object mask is used to remove any ghost particles that otherwise appear within the object volume. Velocity vectors corresponding with fluid motion can then be determined up to the boundary of the visual hull without being contaminated or affected by the neighboring object velocity. Although the visual hull method is not meant for precise tracking of objects, the reconstructed object volumes nevertheless can be used to estimate the object location and orientation at each time step.     

利用小行星视线矢量的火星探测光学自主导航研究

结合我国即将开展的自主火星探测计划,研究了航天器在火星探测巡航过程中利用小行星进行光学自主导航的整个过程. 根据巡航段的设计轨道,给出了导航小行星的筛选条件并筛选出可用于实际任务的导航小行星序列. 将自主导航的数据弧段长度设定为30d,数据观测周期为5d. 采用加权最小二乘滤波算法,当数据弧段长度为30d时,导航计算的位置误差在100～400km变化,速度误差不超过0.25m/s.      

光纤陀螺标度因数的测试误差分析

为了进一步提高光纤陀螺标度因数的测试精度,对光纤陀螺标度因数测试过程进行理论分析,确定了影响光纤陀螺标度因数测试误差的主要因素,并进行了计算机仿真和实验验证。结果表明:由于安装误差、北向地速分量以及转台速率精度的影响,光纤陀螺测试起始位置和采样时间的选择均会给小速率标度因数不对称性和非线性度的测试带来误差,而大速率标度因数的测试基本不受影响;通过对各输入速率点进行整圈采样,可以有效地降低小速率标度因数的测试误差,使其测试精度提高1个量级以上,实现对光纤陀螺标度因数性能更加准确的测试。     

基于参激共振的受摄小行星悬停轨道设计方法

本文将太阳引力摄动视为受摄不规则小行星系统的组成部分,借鉴非线性振动理论中参数激励共振的概念,创新性地设计了不规则小行星平衡点附近稳定的悬停观测轨道.为了同时考虑不规则小行星引力和太阳引力, 本文采用受摄粒杆模型描述系统.通过对未扰系统平衡点以及固有频率的分析, 给出系统存在参激共振轨道的条件.再以第二类参激主共振和1:3内共振为例,采用多尺度方法求得参数激励共振轨道的稳态解, 并对稳态解的稳定性进行判断.通过受摄小行星系统的幅频响应曲线以及力频响应曲线分析了系统的非线性特性以及参数激励效应.此外, 对内共振引起的长短周期能量转移现象进行了分析.本文的研究成果可以拓展现有小行星系统周期轨道族设计方法.      

SPACECRAFT EVASION STRATEGY USING ACTIVE MANEUVERS BASED ON MANEUVERING-TARGET ACCELERATION ESTIMATION 1)

随着空间操控技术的发展, 航天器在轨安全问题日益受到重视.具有主动机动能力的航天器对目标航天器的自主接近严重威胁航天器的在轨安全.航天器近距离追逃博弈时,相对位置、速度、加速度等状态获取是追逃双方博弈策略形成的基础.本文在追逃双方信息获取不完全的情况下,提出了基于机动目标滤波估计与最大化视线偏转率的主动规避逃脱策略.追逃双方航天器基于当前统计模型滤波算法获得对方的相对位置、速度、加速度等导航信息.追踪航天器采用比例导引律自主接近逃逸航天器.逃逸航天器计算相对于追踪航天器的视线方向及视线偏转率,采用基于最大化视线偏转率的主动规避策略进行逃脱.对不同规避策略及不同工况进行仿真分析, 结果表明:逃逸航天器的机动能力达到追踪航天器的60%以上时,所提出的规避策略可有效规避追踪航天器的自主接近;规避策略对观测设备的测量精度和工作频率不敏感;规避效果与规避策略的响应时间有关, 逃逸航天器收到预警信息越早, 规避效果越好.     

基于机动目标滤波估计的航天器主动规避策略

随着空间操控技术的发展,航天器在轨安全问题日益受到重视.具有主动机动能力的航天器对目标航天器的自主接近严重威胁航天器的在轨安全.航天器近距离追逃博弈时,相对位置、速度、加速度等状态获取是追逃双方博弈策略形成的基础.本文在追逃双方信息获取不完全的情况下,提出了基于机动目标滤波估计与最大化视线偏转率的主动规避逃脱策略.追逃双方航天器基于当前统计模型滤波算法获得对方的相对位置、速度、加速度等导航信息.追踪航天器采用比例导引律自主接近逃逸航天器.逃逸航天器计算相对于追踪航天器的视线方向及视线偏转率,采用基于最大化视线偏转率的主动规避策略进行逃脱.对不同规避策略及不同工况进行仿真分析,结果表明:逃逸航天器的机动能力达到追踪航天器的60%以上时,所提出的规避策略可有效规避追踪航天器的自主接近;规避策略对观测设备的测量精度和工作频率不敏感;规避效果与规避策略的响应时间有关,逃逸航天器收到预警信息越早,规避效果越好.     

A method for automatic estimation of instantaneous local uncertainty in particle image velocimetry measurements

The uncertainty of any measurement is the interval in which one believes the actual error lies. Particle image velocimetry (PIV) measurement error depends on the PIV algorithm used, a wide range of user inputs, flow characteristics, and the experimental setup. Since these factors vary in time and space, they lead to nonuniform error throughout the flow field. As such, a universal PIV uncertainty estimate is not adequate and can be misleading. This is of particular interest when PIV data are used for comparison with computational or experimental data. A method to estimate the uncertainty from sources detectable in the raw images and due to the PIV calculation of each individual velocity measurement is presented. The relationship between four error sources and their contribution to PIV error is first determined. The sources, or parameters, considered are particle image diameter, particle density, particle displacement, and velocity gradient, although this choice in parameters is arbitrary and may not be complete. This information provides a four-dimensional “uncertainty surface” specific to the PIV algorithm used. After PIV processing, our code “measures" the value of each of these parameters and estimates the velocity uncertainty due to the PIV algorithm for each vector in the flow field. The reliability of our methodology is validated using known flow fields so the actual error can be determined. Our analysis shows that, for most flows, the uncertainty distribution obtained using this method fits the confidence interval. An experiment is used to show that systematic uncertainties are accurately computed for a jet flow. The method is general and can be adapted to any PIV analysis, provided that the relevant error sources can be identified for a given experiment and the appropriate parameters can be quantified from the images obtained.