卫星运动预测及规避的建模与求解

近年来,随着各国侦查卫星系统的不断完善,有效根据观测数据预测卫星的轨迹,同时建立适当的规避防范措施变得尤为重要·通过研究地面监测站监测的卫星数据及地理信息,提出了一种基于三维坐标系变换的卫星轨迹求解模型,具体建立模型的方法为:建立4种不同的坐标系,通过卫星坐标在4种坐标系中的变换,将地面检测站检测到的卫星数据进行处理,拟合出卫星的六个运动参数,得出卫星运动轨迹方程,并较为精准的预测卫星被观测站观测到的情况,以及任意时刻星下点的经纬度坐标.针对卫星的运动情况,为满足我方军事目标的运动需求,根据新疆地图建立军队行军路线的有向图,然后,在考虑卫星规避的情况下对每条路线进行模拟分析,最终,通过每条路线模拟分析的结果进行比对,得出最优的行军路线.     

多无人机协同任务规划问题

研究无人机任务规划问题,从无人机侦查和轰炸两方面入手.首先,运用迭代算法求解出从基地到雷达区域边际上任一目标出入口的最短路径.在此基础上,以无人机在雷达范围内滞留时间最短,以及被探测次数最少为目标,建立多目标最优化模型.通过改进交叉算子的遗传算法找出最优侦查路径.对于轰炸任务,以无人机在雷达范围内滞留时间最短,以及轰炸总时间最短为目标,建立多目标最优化模型.采用改变惯性权重的自适应粒子群算法找出最佳轰炸路线.由于计算时间较长,本文对68个目标进行聚类分析,提出针对轰炸任务的快速算法,相较原轰炸方案,其计算效率提高80%以上.     

基于卫星观测数据的预测模型及其应用

在战争中为了避开敌方军事卫星的侦查,需要对其过顶时间进行预警.对于参数公开的卫星,可以通过根数来进行准确的预报.而对于参数未知的卫星,提出了一种根据过往观测数据来对卫星过顶时间进行预测的思路:将卫星与地球之间复杂的三维耦合运动进行降维,并且以地面为参考系,发现卫星星下点运动轨迹具有高度的周期性·根据这种思路,可以通过获取的过往观测数据来对卫星未来的过顶时间进行准确预测.而对于战时地面运动单位躲避卫星的问题,可以根据所面对的不同侦查卫星通过设置一个固定的路线,让地面单位在该路线中有计划的行驶,能够躲避多种卫星的侦查.     

基于路阻函数的多任务点机动路径规划方法研究

针对复杂路网条件下,多分队多任务点行军时路线难以决策的问题,建立了同时考虑道路服务水平和分队数量的路阻函数;基于该函数的性质,提出了多任务点行军时各分队路径优化规则,构建了多任务点行军时路径规划模型;对比了部队统一机动和各分队自主行进两种规划方式的行程时间,定量说明了指挥员路径规划能力对多任务点行军的影响.为复杂路网条件下多分队、多任务点的机动指挥提供了决策方法和依据.     

多传感器数据融合与航迹预测

多传感器数据融合技术是未来军事电子领域一个重要趋势.根据6个观测雷达的观测数据进行了数据融合算法的研究.在提取目标航迹对时,对每个雷达的数据依据一定的判定条件(时间变化,角度变化在一定范围内等),分别提取出不同的目标航迹对.在提取同一目标的航迹对时,先将目标航迹的一些异常点弃除,然后把时间重合的两段航迹提取出来,通过样条插值进行时间配准,共提取出多条相关的航迹组有3组.在使用雷达探测目标时,由于技术条件和方法等的限制,使雷达数据存在各种误差.利用卡尔曼滤波自适应算法估计出观测位置的噪声方差,对雷达偏差进行修正后,采用联合卡尔曼滤波算法对多条航迹进行融合,接着利用ARMA模型预测目标在未来10秒内的轨迹,最后,对目标在被锁定后的轨迹做出预测,结合导弹的爆炸范围求得导弹击中飞机的概率约为49.54%.     

基于卫星无源探测的飞行器主动段轨道估计

首先提出了一种在双星无源飞行器主动段探测中,可同时估计双星测量的系统误差并给出目标预测轨道的方法.将卫星测量值误差在小角度条件下转化为卫星测量轴的偏转角,以双星逐点交汇定位法得出的轨道为基准估计系统误差,利用最小二乘思想将模型参数估计问题转化为优化问题,使用遗传算法对目标飞行器模型参数进行估计.而后讨论了一种通过加强模型约束,由单星无源探测估计目标轨道的方法.     

多无人机协同任务策略优化

从研究多无人机协同任务的系统资源分配、任务分配、航线规划、轨迹优化等问题入手,建立了多基地多无人机协同侦察模型.针对问题,首先利用"栅格化聚拢"的思想对目标点进行过滤优化,进而对目标群和无人机基地进行了任务分配,而后结合蚁群算法、贪心算法、最短路径算法等思想,通过Matlab平台,计算出能够让无人机停留在雷达探测区域总时间最少的最优策略.     

无人机在次生灾害巡查中的优化运用

运用优化工具与优化方法对无人机在抢险救灾过程的次生灾害巡查阶段进行了系统性的研究.首先确立巡查的区域范围,采用往返式"Z"型航行路线,结合无人机的续航时间确定无人机的全部行走路线.根据每架无人机在有效时间内可航行的总路径,结合优化计算将整个巡查区域划分为多个小区域.基于改良的贪婪算法求解出各个小区域的最佳无人机探测方案,以期获得整体最优飞行路线.由于每个小区域在一定时间间隔内需要重复巡查,对每个小区域进行细致的路径规划和无人机数量安排,确保满足巡查要求.     

多无人机对组网雷达的协同干扰问题研究

在现代战场中,航迹欺骗干扰技术是针对组网雷达提出的协同干扰技术,旨在利用多架无人机在同一时刻对组网雷达中的部分雷达实施相互关联的虚假目标欺骗干扰.充分考虑了实际情况下无人机飞行模态、飞行速度、飞行高度的约束限制,对雷达的位置分布以及虚假航迹线进行可视化,并将三维空间模型投影到二维平面后进行建模分析.主要针对一个虚拟的无人机航迹欺骗干扰问题,建立时空模型,通过构建可达交互矩阵和雷达扫描算法,结合0-1整数规划,得到无人机协同飞行的最优策略.     

最优组合预测误差平方和取值范围的若干新结果

根据矩阵理论,给出了最优组合预测误差平方和更加精确的取值范围,得到了最优组合预测误差平方和的几个新结果.应用矩阵理论中的F roben ius定理,推导出了简单平均法是最优组合预测方法的一个充要条件.     

卫星编队飞行轨道和姿态控制研究

卫星编队飞行是一种卫星应用的新概念,通过一系列造价更便宜的小卫星的分布式合作,代替大卫星实现复杂功能．在编队飞行一些应用中,要求受控卫星对目标卫星保持要求的相对位置和姿态以观察目标卫星的特定面,特别的,目标卫星可能是失效的．研究在近地轨道如何控制追踪星在失效的目标卫星附近飞行以追踪目标卫星特定面 的问题,给出了相对姿态和一阶近似的相对轨道动力学方程．基于线性反馈和Liapunov稳定性理论设计了控制策略．进一步的,考虑目标卫星转动惯量的不确定性,通过自适应控制的方法,获得正确的转动惯量比率．数值仿真算例验证了该控制方法的有效性．     

Transient times,resonances and drifts of attractors in dissipative rotational dynamics

In a dissipative system the time to reach an attractor is often influenced by the peculiarities of the model and in particular by the strength of the dissipation. As a dissipative model we consider the spin–orbit problem providing the dynamics of a triaxial satellite orbiting around a central planet and affected by tidal torques. The model is ruled by the oblateness parameter of the satellite, the orbital eccentricity, the dissipative parameter and the drift term. We devise a method which provides a reliable indication on the transient time which is needed to reach an attractor in the spin–orbit model; the method is based on an analytical result, precisely a suitable normal form construction. This method provides also information about the frequency of motion. A variant of such normal form used to parameterize invariant attractors provides a specific formula for the drift parameter, which in turn yields a constraint – which might be of interest in astronomical problems – between the oblateness of the satellite and its orbital eccentricity.     

近圆轨道卫星过顶时间预报的数学模型

基于近圆轨道卫星的特点,通过理论公式推导,确定卫星星下点轨道,建立近圆轨道卫星过顶时间预报的数学模型.首先依据观察站确定卫星进出观察站接收圈时星下点的经纬度,然后根据该点经纬度与卫星倾斜角推求卫星的升交点或者降交点,最后从升交点或者降交点出发外推不超过1/4周期,两者合并得到整个周期的卫星轨迹推导公式.将模型应用于已知和未知卫星轨道根数的实际军事行动避空侦察中去,与实际检测情况相比误差较小、吻合度较高,说明模型有较好的工程应用价值.     

为什么大行星可以同时有顺行和逆行卫星

本文用圆型限制三体问题的Jacobi积分来建立一个能确定卫星是否稳定的测检函数.凡是对其主行星所作的瞬时椭圆轨道要素已知的卫星都可检定其稳定性.对于作准圆形轨道运动的卫星,我们可用电子计算机来求出它的稳定域,这域的界面是一个近似的扁椭球面.这闭面所包围的空间比“引力作用球”和其相应的卫星区的“Hill曲面”要小得多.由于卫星对其主行星的相对动能表示式对顺行和逆行轨道两者形式相同,所以两者可以在卫星的稳定域中同时存在.     

Minimum-time orbital rendezvous between neighboring elliptic orbits

Time-optimal rendezvous maneuvers are studied. The system considered consists of a target vehicle (nonmaneuvering vehicle) in a known elliptic orbit and an interceptor vehicle (maneuvering vehicle) in a neighboring elliptic orbit such that the ratio of the distance between the two vehicles to the radius of the target-vehicle orbit is small. The interceptor vehicle has propulsive jet systems which can produce a variable thrust, positive or negative, independently in three perpendicular directions. The case where the target vehicle is in the elliptic orbit is mainly considered and some analytical difficulties involved in the circular-orbit case are discussed. Several time-optimal trajectories for different configurations are shown.This research was performed under NASA Grant No. NGR-47-004-006.     

Algorithm of orbit determination using one or two GPS satellites

The problem of orbit determination using one or two GPS satellites is discussed. Methods of getting initial values based on linear translation is presented; the Secant method and the descend Newton iterative procedure and the continuation algorithm are used synthetically to solve the nonlinear equations. Computer simulation shows that this algorithm can give preliminary state of satellite orbit with a certain precision in short time.     

一个非线性微分方程的周期边值问题

本文考虑作为卫星绕椭圆轨道作周期运动模型的一个二阶非线性微分方程的周期边值问题.用迭代方法证明了奇函数周期解的存在性,并且扩大了文[3]中给出的参数范围.     

对地观测卫星过顶预报与定轨模型的建立

针对某些对地观测卫星,其轨道参数不公开,只能通过对卫星的运行规律建立数学模型,推导出卫星的过顶时间,从而使对地目标有效规避卫星的对地观测.首先从卫星运行的基本规律出发,根据稀疏数据进行定轨建立了卫星定轨的数学模型,利用牛顿迭代法递推出轨道根数,同时利用摄动补偿优化了模型,再通过八阶龙格库塔法,进行轨道递推,得到了卫星过顶时间与轨道信息的对应关系.     

3D Geosynchronous Transfer of a Satellite: Continuation on the Thrust

The minimum-time transfer of a satellite from a low and eccentric initial orbit toward a high geostationary orbit is considered. This study is preliminary to the analysis of similar transfer cases with more complicated performance indexes (maximization of payload, for instance). The orbital inclination of the spacecraft is taken into account (3D model), and the thrust available is assumed to be very small (e.g. 0.3 Newton for an initial mass of 1500 kg). For this reason, many revolutions are required to achieve the transfer and the problem becomes very oscillatory. In order to solve it numerically, an optimal control model is investigated and a homotopic procedure is introduced, namely continuation on the maximum modulus of the thrust: the solution for a given thrust is used to initiate the solution for a lower thrust. Continuous dependence of the value function on the essential bound of the control is first studied. Then, in the framework of parametric optimal control, the question of differentiability of the transfer time with respect to the thrust is addressed: under specific assumptions, the derivative of the value function is given in closed form as a first step toward a better understanding of the relation between the minimum transfer time and the maximum thrust. Numerical results obtained by coupling the continuation technique with a single–shooting procedure are detailed.