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．     

卫星编队飞行中C-W方程与轨道根数法的比较

目前卫星编队飞行动力学与控制的研究得到了广泛的重视,这些研究的理论主要是基于描述卫星相对运动的Clohessy-Wiltshire(C-W)方程。但根据特例及定性分析,表明C-W方程在初始条件的选取、解的周期性等方面与实际情况不符,从星的能量也不守恒。以卫星轨道根数为基础,提出了卫星编队飞行中的相对轨道根数法,克服了C-W方程的局限性,物理概念清楚,应用范围广,解的周期性成为自然结论。在主星为小偏心率的情况下,得到了简化的相对运动方程。最后对两种方法进行了比较,指出了C-W方程的局限性及其原因。     

地球引力场对卫星有摄运动的一种计算方法

本文应用Delaunay变量,从理论力学的哈密顿方程出发,通过正则变换求解了地球引力摄动对卫星运动轨道的影响,导出卫星位置和速度随时间的变化关系.     

粘性阻尼线性振动系统的复模态特征值问题的一种新的矩阵摄动分析解法

本文提出了对粘性阻尼线性振动系统的复模态二次广义特征值问题进行高效近似求解的一种新的矩阵摄动分析方法,即先将阻尼矩阵分解为比例阻尼部分和非比例阻尼部分之和,并求得系统的比例阻尼实模态特征解;然后以此为初始值,将阻尼矩阵的非比例部分作为对其比例部分的小量修改,利用摄动分析方法简捷地得到系统的复模态特征值问题的近似解.这一新方法适用于振系阻尼分布不十分偏离比例阻尼情况的问题,因此对大阻尼(非过阻尼)振动系统也有效.这是它优于以前提出的基于无阻尼实模态特征解的类似摄动分析方法的重要特点.文中建立了复模态特征值和特征向量的二阶摄动解式,并通过算例证实了其有效性.此外还讨论了利用比例阻尼假定估计阻尼系统固有振动的复特征值的可行性.     

Analytic Solution for Fuel-Optimal Reconfiguration in Relative Motion

The current paper presents simple and general analytic solutions to the optimal reconfiguration of multiple satellites governed by a variety of linear dynamic equations. The calculus of variations is used to analytically find optimal trajectories and controls. Unlike what has been determined from previous research, the inverse of the fundamental matrix associated with the dynamic equations is not required for the general solution in the current study if a basic feature in the state equations is met. This feature is very common due to the fact that most relative motion equations are represented in the LVLH frame. The method suggested not only reduces the amount of calculations required, but also allows predicting the explicit form of optimal solutions in advance without having to solve the problem. It is illustrated that the optimal thrust vector is a function of the fundamental matrix of the given state equations, and other quantities, such as the cost function and the state vector during the reconfiguration, can be concisely represented as well. The analytic solutions developed in the current paper can be applied to most reconfiguration problems in linearized relative motions. Numerical simulations confirm the brevity and accuracy of the general analytic solutions developed in the current paper. This work was supported by the Korea Science and Engineering Foundation (KOSEF) through the National Research Lab. Program funded by the Ministry of Education, Science and Technology (No. M10600000282-06J0000-28210).     

航天器编队飞行多目标姿态快速跟踪鲁棒控制

研究了航天器编队飞行多目标姿态跟踪鲁棒控制问题．主航天器装有一个快速机动天线和一个星载相机．考虑相机对地面目标跟踪,同时考虑天线与从航天器通信的空间任务．通过引入角速度约束和姿态角约束,分别推导了相机和天线的参考姿态角、角速度和角加速度．提出期望逆系统的概念,将三维空间姿态跟踪问题转化为调节问题,简化了控制器的设计．考虑存在参数摄动和外部干扰力矩的情况,基于期望逆系统和滑模控制,设计了鲁棒姿态跟踪控制器,并利用Liapunov稳定性理论证明了控制系统的渐近稳定性．以两航天器编队飞行多目标跟踪为例进行数值仿真,结果表明所设计的控制器具有良好的鲁棒性和优越的跟踪性能．