編隊飛行是當(dāng)今小衛(wèi)星的發(fā)展趨勢,構(gòu)形重構(gòu)是編隊飛行的關(guān)鍵技術(shù)之一。編隊飛行衛(wèi)星構(gòu)形重構(gòu)過程本質(zhì)上是一個相對運(yùn)動軌跡規(guī)劃問題。本文針對常值小推力作用下,能量最優(yōu)的構(gòu)形重構(gòu)問題進(jìn)行研究,主要研究內(nèi)容如下:首先,基于螺旋運(yùn)動理論,以對偶四元數(shù)為工具,對于姿態(tài)和軌道,分別考慮重力梯度力矩和J₂項攝動的影響和建立了編隊飛行衛(wèi)星相對運(yùn)動姿軌耦合動力學(xué)模型。分析了姿軌耦合產(chǎn)生的原因,并通過仿真對比給出了姿軌耦合的影響。然后,利用有限傅里葉級數(shù)方法對常值推力條件下能量最優(yōu)構(gòu)形重構(gòu)過程的相對運(yùn)動軌跡進(jìn)行了快速設(shè)計,得到了轉(zhuǎn)移軌跡解析解。并與高斯偽譜法進(jìn)行了對比,驗(yàn)證了求解結(jié)果的正確性,也反映了該方法的快速性和有效性。接下來,對常值推力作用下構(gòu)形重構(gòu)問題進(jìn)行了研究。因?yàn)橹挥幸粋�推力器,所以只能通過規(guī)劃姿態(tài),調(diào)整推力方向,來實(shí)現(xiàn)構(gòu)形變換。該部分以上一部分的結(jié)果來生成期望姿態(tài)曲線的初始估計,最后利用Legendre偽譜法成功求解了該問題。最后,利用間接法對該問題進(jìn)行了求解。利用極大值原理推導(dǎo)給出了最優(yōu)控制輸入的表達(dá)式。給出了狀態(tài)方程和協(xié)態(tài)方程的基本解陣。在此基礎(chǔ)之上證明了協(xié)態(tài)變量初值滿足... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：89 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

Landsat-7（2）美國空軍實(shí)驗(yàn)室-TechSat21計劃

圖 1-3 Techsat-21（3）歐空局（ESA）激光干涉儀空間天線（ELISA）激光干涉空間天線（Laser Interferometer Space Antenna，LISA）是一個美國國家航空航天局（NASA）和歐洲空間局（ESA）合作的引力波探測計劃LISA 包含三個相同的航天器，其飛行構(gòu)形是一個邊長為 500 萬千米的等邊角形。LISA 位于與地球相同的日心軌道上，并且 LISA 與太陽的連線，和地與太陽的連線之間的夾角為 20°，這樣可以減少由于地球引力所造成的影響

圖 1-3 Techsat-21（3）歐空局（ESA）激光干涉儀空間天線（ELISA）激光干涉空間天線（Laser Interferometer Space Antenna，LISA）是一個美國國家航空航天局（NASA）和歐洲空間局（ESA）合作的引力波探測計劃LISA 包含三個相同的航天器，其飛行構(gòu)形是一個邊長為 500 萬千米的等邊角形。LISA 位于與地球相同的日心軌道上，并且 LISA 與太陽的連線，和地與太陽的連線之間的夾角為 20°，這樣可以減少由于地球引力所造成的影響

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]衛(wèi)星集群系統(tǒng)的應(yīng)用現(xiàn)狀與發(fā)展動態(tài)[J]. 聞新.  人民論壇·學(xué)術(shù)前沿. 2018(12)
[2]基于傅里葉級數(shù)的小推力航天器快速軌跡設(shè)計[J]. 曾奎,耿云海,陳炳龍.  自動化學(xué)報. 2016(11)
[3]歐洲成功發(fā)射“激光干涉儀空間天線探路者”探測器[J]. 王帥.  國際太空. 2015(12)
[4]最優(yōu)控制問題的Legendre偽譜法求解及其應(yīng)用[J]. 徐少兵,李升波,成波.  控制與決策. 2014(12)
[5]電火箭星際航行:技術(shù)進(jìn)展、軌道設(shè)計與綜合優(yōu)化[J]. 高揚(yáng).  力學(xué)學(xué)報. 2011(06)
[6]基于Legendre偽譜法的遠(yuǎn)程最優(yōu)攔截初制導(dǎo)方法[J]. 譚麗芬,閆野,周英,唐國金.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2011(06)
[7]連續(xù)小推力航天器的深空探測軌道優(yōu)化方法綜述[J]. 李俊峰,蔣方華.  力學(xué)與實(shí)踐. 2011(03)
[8]分布式小衛(wèi)星系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用前景[J]. 林來興.  航天器工程. 2010(01)
[9]飛行器軌跡優(yōu)化數(shù)值方法綜述[J]. 雍恩米,陳磊,唐國金.  宇航學(xué)報. 2008(02)
[10]小衛(wèi)星技術(shù)發(fā)展和應(yīng)用前景——兼談衛(wèi)星設(shè)計思想演變[J]. 林來興.  航天器工程. 2006(03)

博士論文
[1]近圓軌道航天器交會調(diào)相自主化與優(yōu)化方法研究[D]. 趙書閣.北京理工大學(xué) 2016
[2]電動帆航天器動力學(xué)、控制及軌跡優(yōu)化研究[D]. 霍明英.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2015
[3]編隊飛行航天器相對狀態(tài)的立體視覺測量研究[D]. 韓龍.中國科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2007

碩士論文
[1]基于終端滑模理論的多航天器編隊有限時間姿態(tài)協(xié)同控制[D]. 程曉梅.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2017
[2]基于對偶四元數(shù)的航天器相對位姿耦合自適應(yīng)控制[D]. 方向.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2015
[3]“TXZ”微小衛(wèi)星結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計與分析[D]. 王薇.南京航空航天大學(xué) 2008



本文編號：3108993