近年來隨著快速響應(yīng)空間技術(shù)的不斷發(fā)展和空間任務(wù)的不斷增加,越來越多的研究集中于對(duì)現(xiàn)有在軌航天器進(jìn)行任務(wù)規(guī)劃,使其在完成現(xiàn)有工作任務(wù)的基礎(chǔ)上去實(shí)現(xiàn)更大的剩余價(jià)值,或?qū)⒃谲壓教炱鲬?yīng)用于應(yīng)急響應(yīng)任務(wù)以減少地面組裝發(fā)射的響應(yīng)時(shí)間。本文主要針對(duì)快速響應(yīng)對(duì)地觀測任務(wù),通過對(duì)在軌航天器的星下點(diǎn)軌跡進(jìn)行調(diào)整,實(shí)現(xiàn)任務(wù)重調(diào)度,完成對(duì)指定地面目標(biāo)點(diǎn)的應(yīng)急觀測任務(wù)。根據(jù)航天器機(jī)動(dòng)方式的不同,大致可分為兩方面:對(duì)于脈沖機(jī)動(dòng),主要研究脈沖幅值約束下在軌航天器星下點(diǎn)軌跡的可達(dá)范圍,并在現(xiàn)有的燃料最優(yōu)解析解的情況下,研究以響應(yīng)時(shí)間為優(yōu)化指標(biāo)的脈沖解析解;對(duì)于連續(xù)小推力軌道機(jī)動(dòng),結(jié)合目前熱門的形狀擬合法,分別以燃料消耗和響應(yīng)時(shí)間為優(yōu)化指標(biāo),求解小推力星下點(diǎn)軌跡調(diào)整最優(yōu)控制問題。本課題的具體研究內(nèi)容如下:對(duì)于星下點(diǎn)軌跡可達(dá)范圍問題,在J_2攝動(dòng)的影響下,基于高斯變分方程,通過軌道參數(shù)的變化和星下點(diǎn)經(jīng)緯度之間的關(guān)系,將初始的星下點(diǎn)可達(dá)范圍問題轉(zhuǎn)換成了求解在同一緯度下經(jīng)度差的可達(dá)范圍問題,并通過求解機(jī)動(dòng)軌道和初始參考軌道之間運(yùn)行時(shí)間的差值,得到了經(jīng)度差的變化范圍。最終根據(jù)共面脈沖限制條件的不同,分別利用黃金分割搜索法和牛頓迭代法求解了星下點(diǎn)軌跡可達(dá)范圍。對(duì)于燃料約束下的單脈沖時(shí)間最優(yōu)星下點(diǎn)軌跡調(diào)整問題,在考慮J_2攝動(dòng)的影響下,通過時(shí)間方程得到了施加脈沖最佳機(jī)動(dòng)位置的近似解析解;進(jìn)一步,在脈沖幅值的約束下,基于高斯變分方程近似估計(jì)脈沖分量和軌道參數(shù)變化之間的關(guān)系,通過聯(lián)立由目標(biāo)點(diǎn)緯度信息得到的時(shí)間方程和由目標(biāo)點(diǎn)經(jīng)度信息得到的時(shí)間方程,最終得到了脈沖矢量的近似解析解。對(duì)于小推力燃料最優(yōu)星下點(diǎn)軌跡調(diào)整問題,以初始軌道平面為基準(zhǔn)建立了極坐標(biāo)系,并通過改進(jìn)原有的傅里葉級(jí)數(shù)擬合法,避免了優(yōu)化過程中動(dòng)力學(xué)方程的等式約束,使其適用于多圈轉(zhuǎn)移的星下點(diǎn)軌跡調(diào)整問題,針對(duì)最終軌道形狀固定和自由兩種情況,分別進(jìn)行了優(yōu)化求解。對(duì)于小推力時(shí)間最優(yōu)星下點(diǎn)軌跡調(diào)整問題,以初始軌道面為基準(zhǔn)建立柱坐標(biāo)系,將軌道面外位置分量表示成為關(guān)于軌道傾角和升交點(diǎn)赤經(jīng)變化量之間的函數(shù),使得轉(zhuǎn)移軌道始終處于初始軌道和終端軌道面之間,并通過對(duì)邊界條件進(jìn)行改進(jìn),求解了多圈時(shí)間最優(yōu)星下點(diǎn)軌跡調(diào)整問題。
【學(xué)位單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V448.2
【部分圖文】：

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文-12-圖2-1 空間常用坐標(biāo)系2.3 動(dòng)力學(xué)模型2.3.1 狀態(tài)向量轉(zhuǎn)換為軌道六根數(shù)航天器的在軌狀態(tài)可通過軌道六根數(shù)和位置速度向量兩種方式進(jìn)行描述，二者之間亦可相互轉(zhuǎn)換�，F(xiàn)已知某一時(shí)刻航天器在地心慣性坐標(biāo)系下的位置矢量和速度矢量分別為r 和v ，相應(yīng)的軌道六根數(shù) oev [ a, e, i , , , f]的定義及其計(jì)算公式如下：圖2-2 軌道六根數(shù)軌道角動(dòng)量向量為：h= r v (2-5)定義升交線矢量：=in z h (2-6)離心率向量為: 21= vr e r r v v (2-7)式中 =398600.4415為地心引力常數(shù)，r r ，v v 。

速度矢量分別為r 和v ，相應(yīng)的軌道六根數(shù) oev [ a, e, i , , , f]的定義及其計(jì)算公式如下：圖2-2 軌道六根數(shù)軌道角動(dòng)量向量為：h= r v (2-5)定義升交線矢量：=in z h (2-6)離心率向量為: 21= vr e r r v v (2-7)式中 =398600.4415為地心引力常數(shù)，r r ，v v 。

不超過指定的精度時(shí)，即可認(rèn)為航天器經(jīng)過用戶指定地點(diǎn)，可以對(duì)其進(jìn)行觀測。圖2-3 星下點(diǎn)軌跡航天器在到達(dá)與目標(biāo)點(diǎn)相同緯度處對(duì)應(yīng)的參數(shù)緯度幅角為 1sin sin sintu i (2-27)根據(jù)開普勒時(shí)間方程，2J 攝動(dòng)下航天器從初始時(shí)刻運(yùn)行到與目標(biāo)點(diǎn)臨近圈相同緯度處的時(shí)間為：22 2032=/tJJ JM M Nrta M (2-28)式中tM 可由公式(2-27)中的參數(shù)緯度幅角得到，圈數(shù) Nr 可由軌道平面和目標(biāo)點(diǎn)位置之間的關(guān)系得到。根據(jù)航天器動(dòng)力學(xué)方程，即可得到2Jt 時(shí)刻航天器的位置速度信息，根據(jù)地心慣性坐標(biāo)系和地心固聯(lián)坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系和公式(2-25)，即可得到對(duì)應(yīng)時(shí)刻星下點(diǎn)的經(jīng)緯度，由此可得到航天器初始軌道和指定目標(biāo)點(diǎn)在同一緯度下的最小經(jīng)度差。2.5 本章小結(jié)本章主要介紹了航天器進(jìn)行星下點(diǎn)軌跡調(diào)整所需要的動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)，首先簡要介紹了在航天中常用的時(shí)間系統(tǒng)和空間系統(tǒng)

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