低轨道航天器姿态跟踪机动控制研究
超低轨道卫星摄动特性分析及轨道维持方法
超低轨道卫星摄动特性分析及轨道维持方法温生林;闫野;易腾【摘要】针对超低轨道卫星长时间在轨飞行的轨道维持问题，分析了超低轨道平均偏心率矢量变化特性，提出了一种超低轨道维持的控制方法。
分析了 J2、J3摄动以及大气阻力摄动作用下超低轨道卫星偏心率矢量的变化特性；基于能量守恒原理设计了超低轨道高度维持的控制策略；通过仿真算例验证了控制策略的有效性。
结果表明：在地球非球形引力摄动、大气阻力摄动和速度脉冲作用下超低轨道平均偏心率的变化是稳定的，所设计的轨道维持方法不仅能够实现超低轨道高度维持，确保平均偏心率矢量收敛至平衡位置，且用于轨道维持的燃料消耗合理，能够满足长时间的超低轨道飞行要求。
%Aiming at the orbital maintenance problem of super low altitude satellite for the long duration of the flight,the variation characteristics of the average eccentricity vector were analyzed and an orbital maintenance method was presented.Firstly,the change of average eccentricity vector characteristic of super low altitude satellite under theJ2 ,J3 zonal terms and the atmospheric drag was analyzed.Then an orbital maintenance strategy based on energy conservation principle was proposed.Finally,the effectiveness of orbital maintenance strategy was validated by simulation examples.Simulation results show that the changes of average eccentricity is stable under the perturbation of the earth non-spherical gravity,the atmospheric drag and the impulsive maneuver,and the proposed orbital maintenance method can effectively achieve super low altitude maintenance and make the average eccentricity vector converge to equilibrium point.Besides,the fuel consumption for orbitalmaintenance is reasonable and the long duration flight in super low orbit can be achieved.【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2015(000)002【总页数】7页(P128-134)【关键词】超低轨道卫星;地球非球形摄动;大气阻力;轨道维持;平均偏心率矢量;能量守恒【作者】温生林;闫野;易腾【作者单位】国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073;国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073;国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073【正文语种】中文【中图分类】V476.4超低轨道是指飞行于大气层以外而又低于一般航天器轨道高度的轨道，本文将超低轨道界定为轨道高度在120km以上、300km以下的飞行轨道。
航天器姿轨耦合自适应同步控制
之 以上 控 制 器 的设 计 没 有 基 于 耦 合 的 六 自由 度 模 型、 没有 考 虑到 航 天器参 数 的不确 定 性 ， 对于 控制 器
的稳 定 性也 没有 进行 相应 说 明 。
义¨ 。航天器相对轨 道和相对姿态 的耦合控 制是 Ｊ 完成在轨操作任务的关键技术之一。而现有 的姿轨 联 合技 术 大都 局 限于 轨道 问题 与姿态 问题 的简单 叠 加 ， 没有 体 现 出二者 的耦 合 。因此 ， 并 有必要 研究 航
第１ 期
铁钰嘉等 ： 天器姿轨耦合 自适应 同步控制 航
坐标 系 中的位 置 。 为航 天 器受 到 的地 球 中心 引力 加 速度 矢量 为航 天器 受到 项 摄动 加速 度 为 控 制加 速度 。
角 ， ＭＲ 则 Ｐ定 义
ｏ （ ， ， ） ＝￣ａ （ ／ ） ｒ＝ ｆ ， ： ｎ ４ ｔ 姿态 运动 学方 程 为
关 键 词： 姿轨 耦合 模 型 ， 自适应 同步控 制 ， 类拉 格 朗 日方程 ， 正 罗德 里格 斯 参数 修
文 献标识 码 ： Ａ 文章 编 号 ：０ ０２ ５ （ ０ ２ ０ ．０ ２０ １０ －７ ８ ２ １ ） １ ３ － － ０ ６
中图分 类号 ： ４ ８ ２ Ｖ ４ ．
为 了增 强航 天器 的性 能 、 长航 天器 寿命 ， 延 在轨 燃料加注、 模块 更 换 和 升 级 等在 轨 操 作技 术 的需 求 越 来越 迫 切 。对 其进 行 研 究 ， 仅 有 利 于 降低 运 行 不 成本 ， 而且 对 空 间 安 全 保 障 ， 有 着 重 大 的 战 略 意 也
以往航天器动力学建模 的研究 主要集中在相对
运 动 轨 道 动 力 学 方 面 ， Ｃ 方 程 ， 其 扩 展 形 即 Ｗ 及 式 ｊ而 有 关 相 对 运 动 六 自由度 的 建模 问题 ＇ 仅 ２， ４ 在 近几 年 才 被 广 泛 关 注 ， 文献 ［ ］ 述 了 航 天 器 上 ３描 任 意 两个 点之 间 的 运 动 ， 给 出 了类 Ｃ 方 程 的 姿 并 Ｗ 轨 耦合 模 型 。同 时 ， 多 学者 对 相 应 控 制器 也 进 行 许
轨道飞行器再入过程研究及结构设计最佳化
轨道飞行器再入过程研究及结构设计最佳化引言：轨道飞行器再入是指太空航行器从空间轨道返回地球大气层的过程。
在这个过程中，飞行器需要克服高速再入带来的热量和气动力问题，并确保乘员和货物的安全。
因此，研究再入过程及结构设计的最优化方案对于轨道飞行器的安全和性能具有重要意义。
一、再入过程研究1.再入过程概述再入过程是指太空航行器从太空回到地球大气层的过程。
再入过程可以分为三个阶段：减速阶段、热流阶段和减速伞阶段。
减速阶段需要通过箭体设计和姿态控制来实现飞行器的减速，以便进入热流阶段。
热流阶段是再入过程中最关键的一步，也是最具挑战性的阶段。
在这个阶段，太空航行器受到高速空气流动带来的高温高压力的冲击，需要通过热防护系统来保护飞行器的结构不受热破坏。
最后，减速伞阶段通过伞降系统来减速飞行器并实现精确的着陆。
2.热防护系统设计热防护系统的设计对于轨道飞行器的再入安全至关重要。
传统的热防护系统包括热防护瓦块、石膏等材料的使用，但这些材料存在质量大、成本高的问题。
最新的研究表明，采用先进的热防护材料如碳纤维复合材料、陶瓷热防护涂层等可以提高热防护系统的性能。
3.姿态控制研究姿态控制是再入过程中确保飞行器安全着陆的关键因素之一。
姿态控制可以通过火箭引擎的推力或者飞行器自身结构的更改来实现。
针对复杂的再入过程，研究人员还可以利用最优控制理论和模糊控制技术来设计更有效的姿态控制方案。
二、结构设计最优化1.结构设计概述为了确保再入过程中的飞行器安全可靠，结构设计的最优化是非常关键的。
在结构设计中，需要考虑飞行器的刚性、重量、操纵性以及对高温、高压力的抗击破坏能力。
2.材料选择优化材料选择对轨道飞行器的结构设计至关重要。
传统的再入航天器通常采用金属材料，如铝合金。
然而，随着材料科学的发展，新型材料，如复合材料，具有较高的强度和较低的密度，被广泛应用于航天器的设计中。
因此，结合材料力学和结构力学的原理，采用合适的材料对于结构设计的最优化具有重要作用。
航天器控制原理(第四章 控制系统组成)
哥伦比亚航天飞机视频资料
4.2
4.2.1 推力器
执行机构
推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之 一。它根据牛顿第二定律，利用质射排出，产生反作用 推力，这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构 的原因。当推安装使得推力方向通过航天器质心，则成 为轨道控制执行机构；而当推力方向不过质心，则必然 产生相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。 根据产生推力所需能源的形式不同，质量排出型推 力器可以分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。
加速度计
加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对 加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器。虽然目前加 速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制，但它是航 天器导航系统中重要的器件。 加速度计的种类很多，有陀螺加速度计、摆式加速度 计、振动加速度计、石英加速度计等。
4.1.6
磁强计
磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏 感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。 由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型 事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之 对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。 磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计 和量子磁强计两种。
4.1.4 陀螺 陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在 惯性空间定向的变化。 陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。 定轴性就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴 相对于惯性空间保持方向不变； 进动性就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴 将沿最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于 外力矩大小。
姿态敏感器小结
在实际的航天器姿态控制系统中，各种敏感器单独使 用一般是不能满足要求的，需要多种多个姿态敏感器组 合使用，形成一个姿态测量系统。原因主要有三方面：
在轨服务与维护技术
1.空间碎片清除：随着空间碎片数量的不断增加，清除在轨碎片成为维护太空安全的重要任务。包括高效、安全的 碎片清除技术和设备研发，以减少碎片对在轨航天器的威胁。 2.在轨燃料补给：延长航天器使用寿命和提高其运行效率的关键技术之一。要点包括实现安全、准确的燃料补给操 作和研发高效的燃料储存和传输系统。 3.航天器维修与升级：通过维修和升级，延长航天器使用寿命，提高性能。要点包括研发先进的故障诊断和修复技 术，以及优化升级流程和降低升级成本。 4.在轨组装与制造：在太空环境中进行组装和制造，可降低地球表面发射成本，提高生产效率。要点包括研发适应 太空环境的组装和制造技术，以及优化生产流程和降低成本。 5.机器人技术在在轨服务中的应用：利用机器人技术实现在轨服务与维护，提高效率和安全性。要点包括研发适应 太空环境的机器人技术和提高机器人操作的准确性和灵活性。 6.数据传输与处理：确保在轨服务与维护过程中数据的及时、准确传输和处理。要点包括提高数据传输速率和稳定 性，以及优化数据处理和分析技术。 以上主题内容仅供参考，如需获取更多信息，建议您查阅相关文献资料或咨询专业人士。
1.在轨服务与维护技术在卫星维修、太空垃圾清理等领域有着广泛的应用前景，将成为未来太空开 发的重要组成部分。 2.在轨服务与维护技术的发展将为未来的深空探测、星际旅行等前沿探索提供技术保障和支持。 3.在轨服务与维护技术的应用也将促进太空经济的繁荣和发展，为人类社会带来更多的经济和社会 效益。
感谢聆听
空间碎片清除技术
▪ 主动清除技术的原理及应用
1.通过雷达和光学系统追踪空间碎片，确定其精确轨道。 2.利用机械臂、网捕获等技术，将碎片捕获并带离轨道。 3.通过激光推进、离子束等技术，将碎片推入大气层进行燃烧。
在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术
《在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术》2023-10-26CATALOGUE 目录•引言•制导技术•导航技术•控制技术•在轨服务航天器GNC关键技术应用与发展趋势•结论与展望01引言在轨服务航天器的发展现状与趋势随着空间探索和利用的不断深入，在轨服务航天器的重要性日益凸显，成为当前航天领域的研究热点。
研究背景与意义在轨服务航天器的应用场景与需求从卫星维修、空间实验到轨道部署等众多领域，在轨服务航天器都发挥着关键作用，对其制导、导航与控制技术的要求也越来越高。
研究意义通过对在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术的研究，为提高其服务质量和效率提供理论支持和技术保障，具有重要的科学价值和实际应用价值。
国内外研究现状及发展趋势国外研究现状及发展趋势01在轨服务航天器的发展受到许多国家的重视，美国、欧洲等国家和地区在此领域取得了一定的进展，如美国的OSAM-1和欧洲的SpaceServant等。
国内研究现状及发展趋势02国内在轨服务航天器的发展尚处于起步阶段，但已取得了一定的成果，如“天和号”空间站核心舱的自主维修和“天和一号”空间站的智能自主飞行。
国内外研究现状总结03在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术是当前研究的热点和难点，国内外都在积极探索和创新，但国内在此领域的发展相对较晚，需要加强研究力度。
本论文主要研究在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术，包括：自主导航、智能控制、精确制导等方面的研究。
研究内容采用理论建模、数值仿真和实验验证相结合的方法，对在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术进行深入研究和探讨。
研究方法研究内容和方法02制导技术制导原理及分类自主式制导利用航天器自身传感器接收目标信息，经过处理后进行导航和制导。
遥控式制导通过地面站或其他航天器传递指令，控制航天器的飞行轨迹。
复合式制导结合自主式和遥控式制导的优点，以提高制导精度和可靠性。
利用陀螺仪和加速度计等惯性传感器测量航天器的姿态和位置变化。
航天器制导与控制课后题答案(西电)
航天器制导与控制课后题答案(西电)1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。
有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。
保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。
1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么?概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。
内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。
轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。
姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。
姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。
姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。
姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。
关系：轨道控制与姿态控制密切相关。
为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。
也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。
在某些具体情况或某些飞行过程中,可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。
某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。
1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。
姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。
自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。
自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。
三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。
SYSTEMA-航天器空间任务及在轨分析工具
Astrium产品概述Thermica Suite航天器热分析太空的热环境对于航天器设计有着重大影响，冷黑的深空空间、太阳热流和地球热流、航天器设备的热功耗和温控设备以及航天器本身的结构等都是重要的影响因素。
Thermica Suite作为专业的航天器热分析工具，由两个主要的分析模块——Thermica 和Thermisol构成，可以精确完整地完成太阳系内各种航天器、各种任务的在轨热分析。
Ther mica是基于蒙特卡洛光线追踪法的热辐射和航天器轨道外热流分析模块，Thermisol则是基于集总参数法的温度场求解器。
按照航天器热分析的流程，Thermica Suite的分析分为如下五大步骤：1、建立航天器的三维模型航天器的三维模型可以在Systema的基础建模模块——Modeller中进行。
该模块中，航天器的三维模型由常见的几何曲面通过布尔运算等构建，按照树状层次结构组织，可按组或零件指定属性，分窗口显示三视图等。
航天器的三维模型也可从外部导入。
如果是Catia或ProE等工具建立的CAD模型，可以通过Step 203格式的中间文件直接导入到Modeller用于分析；如果是结构分析的网格模型，可以通过Nastran的bdf格式中性文件直接导入到Modeller中用于分析。
无论是在Modeller中建立的模型还是导入的模型，都可以在GUI界面下修改其形状、属性等参数，并进行网格划分或细化。
在航天器的热分析中，也有接触热导等是不需要几何模型的，这类热模型可以在Modeller中通过无几何节点构建。
无几何节点还用于热功耗、温控设备等特殊边界条件的模拟。
三维模型或无几何模型的属性都是在Modeller中设置，可以设置发射率/吸收率、漫反射/镜面反射、漫透射/正透射等各种热光学属性，对这些属性的支持使得Thermica不仅可以用于热辐射和轨道外热流分析，也可以用于简单的光学分析。
Modeller模块同时也可以是热分析结果的显示界面，不仅可以显示轨道外热流、温度场等云图结果随时间的变化动画，还可以显示辐射的光路。
超低轨航天器气动力分析与减阻设计
约为 ４ｍ 比 ５０ｋ Ｎ， ０ ｍ处也高 出约两个数量 级 ， 此时大
气阻力成为 影 响航天 器 寿命 的主要 因素 。本 文计算 中， 均取特定 高度上的平均密度作 为计算值 。
１ ２ 自 由分 子 流 的 判 定 ．
我 国科 学家 钱 学森 最 先 根 据 稀 薄程 度 ， 利用
右 时 ， 天 器 受 到 的气 动阻 力 比 ５０ｋ 高 出 约 ２个 数 量 级 ； 般 情 况 下 ， 低 轨 航 天 器 应 采 用 细 长 体 构 型 ， 小 迎 航 ０ ｍ 一 超 减
风 面积 ； 面积 引起 的航 天 器 阻 力 已经 不 可 忽 略 ， 采 用 侧 面 光 滑 技 术 ， 少 侧 面 阻 力 ； 超 低 轨 航 天 器 长 细 比 超 侧 应 减 当
（ 防科 学 技 术 大 学 航 天 与材 料 工 程 学 院 ，长 沙 ４ ０７ ） 国 １０３
摘 要 ：轨 道 降 低 ， 天 器 受 到 的 气 动 力 增 大 ， 动 力 对 航 天 器 影 响显 著 。 考 虑 自由 分 子 流 态 下 的 超 低 轨 航 航 气
天 器 ， 用 分 割法 把 简单 外 形 的 航 天 器 分 割 为 几 部 分 ， 别 计 算 各 部 分 的气 动 力 ， 后 相 加 获 得 总 的 气 动 力 效 果 ； 利 分 然 通 过对 平 面 的气 动 力 进 行 计 算 分 析 ， 出 了超 低 轨 航 天 器 的减 阻设 计 方 法 ； 果 表 明 ： 提 结 当轨 道 高 度 降 低 到 ２０ｋ ５ ｍ左
Ｒ Ｗｅｚ ． ｒ 等提 出了减小航天器阻力将是快速响应 的超 ｔ 低轨航天器 的关键技术之一 。２Ｏ 年 ３ １ Ｏ９ 月 ７日，Ｓ ＥＡ 的地球重力与 海洋环流探 测卫星一Ｇ ｃ ｏ Ｅ卫星 在俄罗 斯 的 Ｐｅ ｔ 基地发射 ， ｌｅ ｋ ｓｓ 该卫 星正 常工作轨道 高度 ２０ ５ ｋ 采用细长体 构型 ， ｍ， 同时尾部 安装 了两片小翼 ， 供 提
【国家自然科学基金】_航天器控制_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140802
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压电悬臂板 单框架控制力矩陀螺 动量轮 制导律 再定向 内模控制 全局姿态机动 充液航天器 位置控制 仿真系统 仿真 主动隔振平台 临近圆轨道 中心差分kalman滤波 中心刚体-梁模型 一体化控制 x射线脉冲星 vof方法 vc+ + timoshenko stewart平台 riccati方程 lyapunov分析
欠驱动系统 模型不确定性 椭圆轨道 梁理论 构形重构 李亚普诺夫稳定性定理 机动 末端质量 最优脉冲交会 最优控制 智能结构 智能材料 星际航行 无迹卡尔曼滤波 无源性 数据压缩 操纵律 推力器 控制设计 控制杆 控制分配 接触角 振动频响特性分析 挠性附件 挠性转动梁 挠性智能结构 承载能力 扩展卡尔曼滤波 扩展kalman滤波 执行器动态 微重力 异类传感器 带可伸缩挠性附件航天器 对数螺线轨道 实验研究 姿态跟踪控制 姿态稳定 姿态快速机动 姿态 奇异值分解 太阳帆航天器 太阳帆 多目标跟踪 多体航天器 多体动力学建模 地面实验 四冲量控制 后步法 可视化实验 可收缩挠性附件 可伸展 反作用飞轮 双储液器 参考系选择
1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
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分层模糊系统 分区设计 关键技术 修正策略 低温环境 仿真 任务分层调度 中途修正 中值定理 mems热控系统 gnc agent智能体
2008年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52