小衛(wèi)星編隊飛行相對導(dǎo)航與隊形控制技術(shù)研究.pdf

1、本文以衛(wèi)星編隊技術(shù)為背景，針對微小衛(wèi)星編隊飛行星間相對導(dǎo)航與隊形控制兩個關(guān)鍵問題開展深入研究。主要研究內(nèi)容涉及衛(wèi)星編隊動力學(xué)模型及典型軌道、相對軌道測量方案、隊形調(diào)整控制算法與避免碰撞方法等，具體工作如下：
　　首先，建立衛(wèi)星編隊飛行相對運(yùn)動動力學(xué)模型?；诙w假設(shè)，建立星間相對運(yùn)動動力學(xué)模型，對該模型進(jìn)行線性化處理，從而簡化運(yùn)動方程。推導(dǎo)Hill方程解析解，得到滿足相對繞飛軌跡閉合的約束條件。根據(jù)Hill方程解析解，設(shè)計典型軌道

2、構(gòu)形：空間圓形編隊、地平面投影圓形編隊及同軌跡串行編隊。
　　其次，針對編隊飛行衛(wèi)星間相對導(dǎo)航的需求，提出一種以激光測距儀為測量工具的觀測方案。采用擴(kuò)展卡爾曼濾波算法與Unscented卡爾曼濾波算法對衛(wèi)星間相對位置及速度進(jìn)行估計，并采用觀測矩陣定量分析法對所設(shè)計的觀測方案的可觀測性進(jìn)行分析。
　　最后，對衛(wèi)星編隊飛行隊形調(diào)整控制技術(shù)開展研究，分別采用比例微分控制算法和基于勢函數(shù)的控制方法，并應(yīng)用Lyapunov穩(wěn)定性理論對

3、控制算法穩(wěn)定性進(jìn)行分析?；谝陨峡刂品椒ㄔO(shè)計一種具有防碰撞功能的隊形調(diào)整控制方法，對該過程星間碰撞度進(jìn)行限制，實現(xiàn)避免碰撞的目的。
　　本論文相關(guān)的數(shù)學(xué)仿真檢驗了相對導(dǎo)航觀測方案的可行性、EKF與UKF算法的收斂性，并從收斂時間、收斂精度及計算量等方面進(jìn)行比較，得出各算法的優(yōu)缺點(diǎn)；驗證了設(shè)計控制算法可實現(xiàn)任務(wù)要求，并通過比較控制算法的收斂時間、控制精度、能量消耗等性能指標(biāo)得出比例微分控制算法整體性能優(yōu)于勢函數(shù)控制方法的結(jié)論。本文所