航天器編隊(duì)動力學(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 對地觀測編隊(duì)飛行任務(wù)
1.1.2 天文觀測編隊(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)動力學(xué)與控制研究進(jìn)展
1.2.1 航天器編隊(duì)相對動力學(xué)建模
1.2.2 航天器編隊(duì)相對構(gòu)形設(shè)計(jì)
1.2.3 航天器編隊(duì)相對導(dǎo)航方法
1.2.4 航天器編隊(duì)相對控制方法
1.2.5 航天器編隊(duì)地面仿真驗(yàn)證
1.3 本書的主要內(nèi)容
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第2章 航天器編隊(duì)相對動力學(xué)基礎(chǔ)
2.1 坐標(biāo)系定義
2.2 相對軌道動力學(xué)表述
2.2.1 用相對位置速度表示的相對軌道運(yùn)動方程
2.2.2 用相對軌道要素表示的相對軌道運(yùn)動方程
2.2.3 基于哈密頓原理的相時軌道運(yùn)動方程
2.2.4 基于相對偏1心率／傾角矢量的相對運(yùn)動模型
2.3 相對姿態(tài)動力學(xué)表述
2.3.1 相對姿態(tài)的描述
2.3.2 用歐拉角表示的相對姿態(tài)運(yùn)動方程
2.3.3 用四元數(shù)表示的相對姿態(tài)運(yùn)動方程
2.3.4 基于MRP的相對姿態(tài)運(yùn)動學(xué)方程
2.4 小結(jié)
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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 基于圖形法的相對偏心率／傾角矢量配置
3.1.2 相對偏心率／傾角矢量的圖形配置方法
3，1.3 基于相對偏心率／傾角矢量最優(yōu)配置的構(gòu)形優(yōu)化設(shè)計(jì)
3.2 用相對軌道要素表示的空間構(gòu)形設(shè)計(jì)
3.2.1 系統(tǒng)相對運(yùn)動數(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)境攝動的補(bǔ)償
3.3.1 測量控制誤差對系統(tǒng)相對軌道要素的影響
3.3.2 J2和大氣阻力對系統(tǒng)相對軌道要素的影響
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)相對軌道確定方法
4.1 編隊(duì)構(gòu)形自然漂移過程的相對軌道確定方法
4.1.1 近圓參考軌道編隊(duì)的相對軌道確定
4.1.2 橢圓參考軌道編隊(duì)的相對軌道確定
4.2 編隊(duì)構(gòu)形調(diào)整過程中的相對軌道確定方法
4.2.1 強(qiáng)跟蹤濾波器的設(shè)計(jì)
4.2.2 相對軌道確定
4.3 針對弱觀測情況的相對軌道確定方法
4.3.1 相對軌道確定的能觀測條件
4.3.2 利用距離信息的相對軌道確定
4.3.3 利用角度信息的相對軌道確定
4.4 基于Schmidt-EKF聯(lián)邦濾波的相對定軌方法
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 相對軌道確定
4.5 小結(jié)
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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 基于相對偏心率／傾角矢量的最優(yōu)多脈沖相對軌道轉(zhuǎn)移問題
5.4.2 單顆航天器的最優(yōu)多脈沖相對軌道轉(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 橢圓軌道時繞飛軌道間的優(yōu)化轉(zhuǎn)移
5.5.2 近圓軌道時繞飛軌道間的優(yōu)化轉(zhuǎn)移
5.6 小結(jié)
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第6章 航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法
6.1 相對姿態(tài)信息獲取
6.1.1 發(fā)射信號航天器期望姿態(tài)
6.1.2 接收信號航天器期望姿態(tài)
6.1.3 期望姿態(tài)信息獲取
6.2 相對協(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)立模型的相對軌道與姿態(tài)耦合控制方法
7.1.1 相對軌道與姿態(tài)耦合動力學(xué)模型
7.1.2 耦合控制器設(shè)計(jì)
7.2 相對軌道與姿態(tài)一體化耦合控制方法
7.2.1 姿態(tài)約束條件
7.2.2 相對運(yùn)動的一體化控制
7.2.3 高斯偽譜離散化方法
7.3 考慮耦合動力學(xué)的航天器編隊(duì)相對運(yùn)動分布式控制方法
7.3.1 相對運(yùn)動解耦條件
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)相對運(yùn)動分布式協(xié)同控制
7.4.1 分組分布式協(xié)同控制策略
7.4.2 相對姿態(tài)分布式協(xié)同控制
7.4.3 相對軌道分布式協(xié)同控制
7.4.4 相對軌道與姿態(tài)6DOF協(xié)同控制
7.5 小結(jié)
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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)動力學(xué)建模
8.3.2 與空間運(yùn)動相似性分析
8.4 相對姿態(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)