航天器編隊(duì)動(dòng)力學(xué)與控制

第1章 概論
1.1 航天器編隊(duì)飛行任務(wù)的發(fā)展現(xiàn)狀
1.1.1 對(duì)地觀測(cè)編隊(duì)飛行任務(wù)
1.1.2 天文觀測(cè)編隊(duì)飛行任務(wù)
1.1.3 編隊(duì)飛行技術(shù)試驗(yàn)任務(wù)
1.2 航天器編隊(duì)動(dòng)力學(xué)與控制研究進(jìn)展
1.2.1 航天器編隊(duì)相對(duì)動(dòng)力學(xué)建模
1.2.2 航天器編隊(duì)相對(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)
1.2.3 航天器編隊(duì)相對(duì)導(dǎo)航方法
1.2.4 航天器編隊(duì)相對(duì)控制方法
1.2.5 航天器編隊(duì)地面仿真驗(yàn)證
1.3 本書(shū)的主要內(nèi)容
參考文獻(xiàn)

第2章 航天器編隊(duì)相對(duì)動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)
2.1 坐標(biāo)系定義
2.2 相對(duì)軌道動(dòng)力學(xué)表述
2.2.1 用相對(duì)位置速度表示的相對(duì)軌道運(yùn)動(dòng)方程
2.2.2 用相對(duì)軌道要素表示的相對(duì)軌道運(yùn)動(dòng)方程
2.2.3 基于哈密頓原理的相時(shí)軌道運(yùn)動(dòng)方程
2.2.4 基于相對(duì)偏1心率／傾角矢量的相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型
2.3 相對(duì)姿態(tài)動(dòng)力學(xué)表述
2.3.1 相對(duì)姿態(tài)的描述
2.3.2 用歐拉角表示的相對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程
2.3.3 用四元數(shù)表示的相對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程
2.3.4 基于MRP的相對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
2.4 小結(jié)
參考文獻(xiàn)

第3章 航天器編隊(duì)空間構(gòu)形設(shè)計(jì)方法
3.1 基于配置相對(duì)偏心率／傾角矢量的編隊(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)
3.1.1 基于圖形法的相對(duì)偏心率／傾角矢量配置
3.1.2 相對(duì)偏心率／傾角矢量的圖形配置方法
3，1.3 基于相對(duì)偏心率／傾角矢量最優(yōu)配置的構(gòu)形優(yōu)化設(shè)計(jì)
3.2 用相對(duì)軌道要素表示的空間構(gòu)形設(shè)計(jì)
3.2.1 系統(tǒng)相對(duì)運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型
3.2.2 系統(tǒng)構(gòu)形設(shè)計(jì)一般方法
3.3 空間構(gòu)形設(shè)計(jì)中環(huán)境攝動(dòng)的補(bǔ)償
3.3.1 測(cè)量控制誤差對(duì)系統(tǒng)相對(duì)軌道要素的影響
3.3.2 J2和大氣阻力對(duì)系統(tǒng)相對(duì)軌道要素的影響
3.3.3 考慮系統(tǒng)控制誤差情況下的修正周期
3.4 小結(jié)
參考文獻(xiàn)

第4章 航天器編隊(duì)相對(duì)軌道確定方法
4.1 編隊(duì)構(gòu)形自然漂移過(guò)程的相對(duì)軌道確定方法
4.1.1 近圓參考軌道編隊(duì)的相對(duì)軌道確定
4.1.2 橢圓參考軌道編隊(duì)的相對(duì)軌道確定
4.2 編隊(duì)構(gòu)形調(diào)整過(guò)程中的相對(duì)軌道確定方法
4.2.1 強(qiáng)跟蹤濾波器的設(shè)計(jì)
4.2.2 相對(duì)軌道確定
4.3 針對(duì)弱觀測(cè)情況的相對(duì)軌道確定方法
4.3.1 相對(duì)軌道確定的能觀測(cè)條件
4.3.2 利用距離信息的相對(duì)軌道確定
4.3.3 利用角度信息的相對(duì)軌道確定
4.4 基于Schmidt-EKF聯(lián)邦濾波的相對(duì)定軌方法
4.4.1 估計(jì)器構(gòu)形及算法
4.4.2 聯(lián)邦濾波算法
4.4.3 相對(duì)軌道確定
4.5 小結(jié)
參考文獻(xiàn)

第5章 航天器編隊(duì)構(gòu)形維持及重構(gòu)控制方法
5.1 基于軌道要素的構(gòu)形維持控制方法
5.1.1 基于平均軌道要素偏差的構(gòu)形自主修正方法
5.1.2 基于面質(zhì)比調(diào)整的構(gòu)形跡向漂移修正方法
5.2 基于偏心率／傾角矢量的構(gòu)形維持控制方法
5.2.1 基于最優(yōu)參考控制點(diǎn)的燃料最優(yōu)構(gòu)形保持
5.2.2 基于相位角旋轉(zhuǎn)的構(gòu)形保持燃料均衡策略
5.2.3 基于偏心率／傾角矢量的構(gòu)形保持控制方法
5.3 基于連續(xù)推力的編隊(duì)構(gòu)形控制方法
5.3.1 基于LQR的繞飛軌道保持控制
5.3.2 基于多項(xiàng)式特征結(jié)構(gòu)配置的高精度位置保持
5.4 基于相對(duì)偏心率／傾角矢量的編隊(duì)構(gòu)形重構(gòu)控制方法
5.4.1 基于相對(duì)偏心率／傾角矢量的最優(yōu)多脈沖相對(duì)軌道轉(zhuǎn)移問(wèn)題
5.4.2 單顆航天器的最優(yōu)多脈沖相對(duì)軌道轉(zhuǎn)移解析解及其證明
5.4.3 編隊(duì)構(gòu)形重構(gòu)的最優(yōu)多脈沖解析解
5.5 基于雙脈沖的編隊(duì)構(gòu)形重構(gòu)優(yōu)化控制方法
5.5.1 橢圓軌道時(shí)繞飛軌道間的優(yōu)化轉(zhuǎn)移
5.5.2 近圓軌道時(shí)繞飛軌道間的優(yōu)化轉(zhuǎn)移
5.6 小結(jié)
參考文獻(xiàn)

第6章 航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法
6.1 相對(duì)姿態(tài)信息獲取
6.1.1 發(fā)射信號(hào)航天器期望姿態(tài)
6.1.2 接收信號(hào)航天器期望姿態(tài)
6.1.3 期望姿態(tài)信息獲取
6.2 相對(duì)協(xié)同控制體系結(jié)構(gòu)
6.3 非線性P1D協(xié)同控制算法
6.3.1 基于1yapunov理論的一般性控制器
6.3.2 主要結(jié)果的擴(kuò)展
6.4 變結(jié)構(gòu)協(xié)同控制器
6.4.1 基于四元數(shù)的一般性控制器
6.4.2 主要結(jié)果的擴(kuò)展
6.5 小結(jié)
參考文獻(xiàn)

第7章 航天器編隊(duì)軌道與姿態(tài)耦合控制方法
7.1 基于獨(dú)立模型的相對(duì)軌道與姿態(tài)耦合控制方法
7.1.1 相對(duì)軌道與姿態(tài)耦合動(dòng)力學(xué)模型
7.1.2 耦合控制器設(shè)計(jì)
7.2 相對(duì)軌道與姿態(tài)一體化耦合控制方法
7.2.1 姿態(tài)約束條件
7.2.2 相對(duì)運(yùn)動(dòng)的一體化控制
7.2.3 高斯偽譜離散化方法
7.3 考慮耦合動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)相對(duì)運(yùn)動(dòng)分布式控制方法
7.3.1 相對(duì)運(yùn)動(dòng)解耦條件
7.3.2 解耦姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)
7.3.3 多航天器編隊(duì)分布式控制
7.4 航天器編隊(duì)相對(duì)運(yùn)動(dòng)分布式協(xié)同控制
7.4.1 分組分布式協(xié)同控制策略
7.4.2 相對(duì)姿態(tài)分布式協(xié)同控制
7.4.3 相對(duì)軌道分布式協(xié)同控制
7.4.4 相對(duì)軌道與姿態(tài)6DOF協(xié)同控制
7.5 小結(jié)
參考文獻(xiàn)

第8章 航天器編隊(duì)地面仿真驗(yàn)證
8.1 系統(tǒng)組成概述
8.2 硬件組成與接口關(guān)系
8.2.1 硬件特性及技術(shù)指標(biāo)參數(shù)
8.2.2 硬件接口模型
8.3 地面仿真系統(tǒng)建模與分析
8.3.1 系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模
8.3.2 與空間運(yùn)動(dòng)相似性分析
8.4 相對(duì)姿態(tài)協(xié)同控制地面仿真驗(yàn)證
8.4.1 試驗(yàn)前的準(zhǔn)備
8.4.2 試驗(yàn)流程及方案
8.5 相對(duì)位置協(xié)同控制地面仿真驗(yàn)證
8.5.1 試驗(yàn)方案
8.5.2 試驗(yàn)方法與流程
8.5.3 試驗(yàn)結(jié)果及分析
8.6 小結(jié)
參考文獻(xiàn)