小衛(wèi)星編隊飛行相對導航與隊形控制技術研究.pdf

1、本文以衛(wèi)星編隊技術為背景，針對微小衛(wèi)星編隊飛行星間相對導航與隊形控制兩個關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)星編隊飛行相對運動動力學模型?；诙w假設，建立星間相對運動動力學模型，對該模型進行線性化處理，從而簡化運動方程。推導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，設計典型軌道

2、構形：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行估計，并采用觀測矩陣定量分析法對所設計的觀測方案的可觀測性進行分析。
　　最后，對衛(wèi)星編隊飛行隊形調(diào)整控制技術開展研究，分別采用比例微分控制算法和基于勢函數(shù)的控制方法，并應用Lyapunov穩(wěn)定性理論對

3、控制算法穩(wěn)定性進行分析?；谝陨峡刂品椒ㄔO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行限制，實現(xiàn)避免碰撞的目的。
　　本論文相關的數(shù)學仿真檢驗了相對導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行比較，得出各算法的優(yōu)缺點；驗證了設計控制算法可實現(xiàn)任務要求，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)控制方法的結論。本文所