月球及月球以遠(yuǎn)的深空探測再次成為各國航天活動的焦點,同上世紀(jì)六七十年代舉國體制的航天活動不同的是,現(xiàn)代深空探測對任務(wù)的低成本提出了迫切需求,尤其隨著以立方星為代表的微納衛(wèi)星技術(shù)的日漸成熟,利用微納衛(wèi)星及其編隊進行深空探測任務(wù)備受青睞。衛(wèi)星軌道的分析、設(shè)計與控制是航天任務(wù)最先切入點并貫穿始終,尤其是對攝動的處理是軌道相關(guān)研究的重點,與地球衛(wèi)星不同,月球衛(wèi)星受到的C_(22)攝動與J_2攝動相當(dāng),且三體攝動顯著,針對地球衛(wèi)星軌道的研究成果無法直接應(yīng)用。本論文以月球軌道超長波天文觀測微衛(wèi)星項目為背景開展研究,面向微納衛(wèi)星編隊月球探測任務(wù),探討復(fù)雜攝動下的長期軌道演化、編隊飛行長期有界條件、環(huán)境力編隊控制等相關(guān)問題,以期減弱攝動影響,并進而降低微納衛(wèi)星月球探測任務(wù)的長期燃料消耗。主要完成以下內(nèi)容:在任務(wù)軌道設(shè)計時攝動力建模越精細(xì),設(shè)計出的軌道越貼近實際,從而用于后期軌道保持的燃料消耗越小。為此,考慮月球J_2、C_(22)以及地球三體攝動等影響,提出了一種基于von-Zeipel變換的多攝動影響下月球衛(wèi)星平瞬軌道根數(shù)顯式轉(zhuǎn)換和平均軌道動力學(xué)建模方法。該方法在構(gòu)建月球J_2、C_(22)以及三體攝動等的哈密頓函數(shù)的基礎(chǔ)上,通過von-Zeipel正則變換利用生成函數(shù)依次消除月球衛(wèi)星軌道平近點角和地球相對月球軌道的軌道平近點角等角變量,基于哈密頓函數(shù)不變性約束確定消除短周期項和中周期項的顯式生成函數(shù)和平均哈密頓方程,進而建立平瞬軌道根數(shù)顯式轉(zhuǎn)換關(guān)系和平均軌道動力學(xué)模型。將上述成果應(yīng)用于月球衛(wèi)星凍結(jié)軌道設(shè)計,給出了約束平均軌道偏心率、軌道傾角以及近地點幅角等不變的凍結(jié)軌道條件,為月球探測任務(wù)軌道設(shè)計提供了技術(shù)參考。最后,開展了數(shù)值仿真,結(jié)果表明所提出的平瞬軌道根數(shù)轉(zhuǎn)換更為精確,設(shè)計的凍結(jié)軌道更為穩(wěn)定。成員衛(wèi)星長期保持在有界范圍內(nèi)是編隊飛行的必要條件,考慮J_2、C_(22)以及地球三體攝動等影響,提出了編隊衛(wèi)星平均距離計算方法,給出了平均距離保持不變的月球凍結(jié)軌道衛(wèi)星編隊有界條件解析表達式和一種基于優(yōu)化模型的月球任意軌道衛(wèi)星編隊長期有界條件設(shè)計方法。在復(fù)雜攝動影響下的凍結(jié)軌道平均動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上,利用其指數(shù)矩陣函數(shù)形式解推導(dǎo)出平均距離的解析表達式,進而推導(dǎo)出月球凍結(jié)軌道編隊相對距離不變的解析有界條件。針對主星為任意軌道的情況,利用平均距離解析表達式構(gòu)建了以各階運動狀態(tài)二次項加權(quán)為目標(biāo)函數(shù)、以初始相對距離為約束的優(yōu)化模型,利用拉格朗日乘子法求解得到編隊長期有界的約束條件,并討論了目標(biāo)函數(shù)的權(quán)重因子對有界條件設(shè)計的影響。最后,針對主星位低軌和高軌、凍結(jié)與非凍結(jié)軌道等多種編隊場景進行仿真,結(jié)果表明本文給出的解析有界條件依賴于平均相對距離的計算精度,使其更適用設(shè)計軌道凍結(jié)軌道編隊,而基于優(yōu)化的有界條件設(shè)計方法對平均相對距離的計算精度依賴更小,適用于各類型月球軌道編隊,為編隊構(gòu)型設(shè)計提供了技術(shù)支撐。月球高軌衛(wèi)星受到的地球三體攝動遠(yuǎn)大于其他攝動,選擇月球高軌可降低非中心引力場攝動的影響。為此,考慮地球的軌道偏心率、軌道傾角等影響下的一般三體攝動模型,通過一次平均消除一般三體攝動對月球高軌衛(wèi)星運動的短周期影響,并采用級數(shù)分析法和數(shù)值仿真對長周期運動進行定性與定量分析,得到了編隊衛(wèi)星軌道間偏心率、軌道傾角以及升交點赤經(jīng)之差引起了一次平均相對距離大周期震蕩的主要結(jié)論,進一步約束上述差分軌道參數(shù)、一次平均相對速率等變化,推導(dǎo)得到了解析化的月球高軌衛(wèi)星編隊長期有界條件。最后,通過數(shù)值仿真驗證了該方法的有效性。為進一步降低微納衛(wèi)星編隊控制的燃料消耗,采用太陽光壓等環(huán)境力進行月球衛(wèi)星軌道控制是一種可行的技術(shù)途徑。為此,采用平均軌道根數(shù)作為反饋控制變量,提出了一種利用差分太陽光壓的月球衛(wèi)星編隊有界保持控制切換律,并利用有限時間穩(wěn)定性理論證明了控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。該控制律能夠根據(jù)相對軌道跡向上平均相對距離的變化趨勢,對太陽光壓投影面積進行調(diào)節(jié),以產(chǎn)生差分太陽光壓抑制跡向上相對距離的增長,進而達到無耗燃衛(wèi)星軌道編隊控制的目的。采用級數(shù)分析方法研究J_2、C_(22)、三體攝動、太陽光壓攝動下的相對運動規(guī)律,結(jié)果表明通過差分太陽光壓調(diào)整差分軌道半長軸能夠有效消除相對距離增加,控制系統(tǒng)閉環(huán)仿真驗證了所提出的控制方法可以減緩相對距離的長期增加,使編隊幾年內(nèi)都能夠保證相對穩(wěn)定。
【學(xué)位單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V448.2

【參考文獻】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 趙玉暉;劉林;;月球探測器發(fā)射軌道中光壓的利用問題[J];飛行器測控學(xué)報;2009年04期

2 張巍;劉林;;環(huán)月軌道器運動中的月球物理天平動問題[J];宇航學(xué)報;2008年06期

3 劉林;張巍;;月球探測器過渡軌道的短弧定軌方法[J];天文學(xué)報;2007年02期

4 歐陽自遠(yuǎn);月球探測的進展與中國的月球探測[J];地質(zhì)科技情報;2004年04期

5 劉林,王歆;月球衛(wèi)星軌道力學(xué)綜述[J];天文學(xué)進展;2003年04期

6 劉迎春,劉林;月球衛(wèi)星的精密定軌[J];空間科學(xué)學(xué)報;2002年03期

7 付秋軍,楊旭,崔祜濤,楊滌;氣動輔助異面變軌問題中近最優(yōu)導(dǎo)引律解法[J];哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報;2001年02期

8 劉林;借助光壓將探測器推向月球[J];天文學(xué)報;2001年01期

9 劉林,王家松;月球衛(wèi)星軌道變化的分析解[J];天文學(xué)報;1998年01期

10 李小龍,陳士櫓;航天飛機的最優(yōu)再入軌跡與制導(dǎo)[J];宇航學(xué)報;1993年01期

相關(guān)博士學(xué)位論文 前2條

1 劉家夫;復(fù)雜機構(gòu)結(jié)構(gòu)太陽帆航天器動力學(xué)建模與控制問題研究[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2012年

2 龔勝平;太陽帆航天器動力學(xué)與控制研究[D];清華大學(xué);2009年

相關(guān)碩士學(xué)位論文 前1條

1 張浩成;基于四元數(shù)的航天器軌道動力學(xué)建模與控制[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2014年

本文編號：2817089