空间交会

摘要： 空间交会对接是发展航天事业、探索未知空间的必要技术,针对航天工程中载人送货或在轨维修的航天器交会对接技术需求,重点梳理了多年来国内外空间交会对接机构的研究进展与成果。将利用火箭发动机推进技术实现航天器结合的机械式空间交会对接机构区分成锥杆式、周边式、三爪式3类,并对比阐述了它们工作模式的不同。沿着空间交会对接技术的发展主线,概述了大小型航天器、在轨可更换模块的对接机构形式、锁紧结构和工作原理。通过国内外的综述内容对比,揭示了国内空间交会对接机构发展的技术差距,提出了空间交会对接机构发展的关键方向与核心技术,为我国航天事业的发展提供参考。

摘要： 针对比例导引应用于空间交会问题进行研究.通过建立追踪器与目标的相对运动动力学方程,提出一种适应固定推力的比例导引律,实现对空间交会的精确控制.仿真结果表明,无论目标机动与否,本方法均可获得良好的制导精度,通过对发动机开启控制的优化设计,可显著减少发动机开启次数和燃料消耗.

摘要： 为解决航天器与非合作目标的空间交会问题,缓解深度强化学习在连续空间的应用限制,提出了一种基于分支深度强化学习的追逃博弈算法,以获得与非合作目标的空间交会策略.对于非合作目标的空间交会最优控制,运用微分对策描述为连续推力作用下的追逃博弈问题;为避免传统深度强化学习应对连续空间存在维数灾难问题,通过构建模糊推理模型来表征连续空间,提出了一种具有多组并行神经网络和共享决策模块的分支深度强化学习架构.实现了最优控制与博弈论的结合,有效解决了微分对策模型高度非线性且难于利用经典最优控制理论进行求解的难题,进一步提升了深度强化学习对离散行为的学习能力,并通过算例仿真检验了该算法的有效性.

摘要： 摄影测量的处理工作主要依赖于自动的影像匹配技术,如果影像之间的辐射差异越小,即摄影基线越短,则自动匹配精度越高,但是从理论上说基线越短空间交会精度越低,而水下由于众多干扰因素影响,空间交会的精度更低.针对这一难题,从理论上分析了空间交会精度的主要影响因子,考虑涉水拍摄环境时水对光线的折射影响,提出将超短基线多度重叠影像应用于涉水摄影测量,并通过双介质空间交会实验和水下空间交会实验,验证了在涉水情况下,利用超短基线多度重叠影像能够大幅度地提高水下目标物的空间交会精度.得出的结论对越来越多的涉水摄影测量应用具有积极的参考价值.

摘要： 空间非合作目标的相对导航是在轨维护和近距离监视任务中的关键技术,目前的研究表明仅有视线测量条件下中距离相对导航沿距离方向的观测度较差,而基于双视线测量的相对导航方法可以有效解决该问题.为此,研究了两个追踪航天器所组成的编队,在双视线测量条件下进行自主相对导航的方法.首先,详细地介绍了双视线测量相对导航方案的构成以及具体的导航算法;其次,根据两个追踪航天器与目标航天器的几何构型,推导双视线测量方法中的误差传递规律,并分析其中的影响因素;然后,对两个追踪航天器的编队构型进行设计,并分析编队构型对该方法导航性能的影响;最后,通过数值仿真对上述相关的结论进行验证.

摘要： A closed-loop linear covariance analysis method was proposed for orbital rendezvous using AON (angles-only navigation).The SRUKF (square root unscented Kalman filter) based on AON algorithm was constructed and the observation sensitivity matrix was further calculated.The multi-impulsive Hill guidance law was employed to derive the closed-loop linear covariance analysis model.The results of the numerical simulation indicate that the closed-loop linear covariance analysis result fits the 1000 times Monte Carlo shooting well.The covariance analysis method is applicable to the traditional EKF (extended Kalman filter) based on the AON method, but has an estimation bias along downrange, which is equivalent to the variance of trajectory dispersion.The major axis and minor axis of error ellipse achieved with EKF based on covariance respectively are about 24.68% and 20.56% longer than the results from SRUKF based error ellipse.Besides, SRUKF and EKF have the same order computational burden for the state estimation, but the SRUKF is about 10% faster than the EKF due to using two powerful linear algebra techniques, QR decomposition and Cholesky factor updating.%针对基于仅测角导航的空间交会问题,开展了采用线性协方差进行闭环控制误差快速分析方法的研究.建立了基于平方根无迹卡尔曼滤波(Square Root Unscented Kalman Filter,SRUKF) 的仅测角导航算法并推导了观测敏感矩阵,构建了基于多脉冲Hill制导的闭环控制线性协方差分析模型.算例验证结果表明:提出的闭环控制协方差分析结果与Monte Carlo打靶结果能够很好地吻合;该方法适用于采用传统扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)的仅测角导航问题,但其迹向位置的估计存在一个与该方向控制误差方差相当的偏心,其误差椭圆的长轴和短轴分别比基于SRUKF的估计结果大24.68%和20.56%.此外,由于采用了QR分解和Cholesky 因子更新两种高效的代数运算,基于SRUKF的协方差分析模型的计算速度要比基于EKF的协方差分析模型的大10%.

摘要： 文中确定了一个切换函数和控制律,设计了一个针对近圆轨道无扰动理想状态下航天器相对运动的滑模控制器,使实际状态与期望状态偏差达到或接近于0.切换函数和控制律的稳定性的证明利用了Lyapunov函数.最后通过Matlab仿真实验验证了该滑模控制器的有效性.

摘要： 在空间交会对接、在轨服务、近距离目标监视以及航天器编队飞行任务中,通常需要通过相对导航与控制技术对相互邻近的航天器进行控制.回顾了该领域典型的空间任务,特别关注任务、相对导航与控制方法、相对测量设备、推进系统等主要特征,并总结了该项技术的发展趋势.

摘要： 针对目标机动情况,利用定量微分对策方法分析连续推力作用下的空间交会追逃微分对问题,提出用非线性规划求解该微分对策问题的方法,建立空间交会追逃微分对策的非线性规划模型,有效解决了机动目标空间交会微分对策模型高度非线性且难于利用经典最优控制理论进行求解的问题,实现了最优控制与对策论的结合,并通过数值仿真校验了该方法的有效性.

摘要： 文章解释了载人飞船和空间站的基本概念,对轨道交会对接系统的控制方式和基本原理进行了说明,介绍了中国实现载人交会对接的技术特点和实施过程,重点阐述了轨道交会对接对于中国载人航天工程的重要意义.

摘要： 针对航天器空间交会对接过程中位姿参数的测量问题,给出了结合三元组法的双目视觉测量来进行航天器交会对接的相对位姿测量算法.本文阐述了双目视觉的测量原理,建立了数学模型,以解析的形式给出了航天器相对位姿参数.最后对该算法进行数学仿真,仿真结果表明,该算法能保证良好的精度和实时性,能够满足航天器交会对接最终逼近段的要求.

摘要： 对飞行器长时间飞行的空间交会,本文给出了一种规划优化方法.首先基于标准高斯问题,规划确定交会飞行时间和所需速度增量;由于标准高斯问题采用二体动力学模型进行轨道计算,从而导致长时间飞行时大的交会误差,本文将基于高精度动力学模型进行轨道外推得到的飞行器实际交会位置与目标平台的距离作为最小化目标函数,形成带约束的多目标优化问题,然后采用一类多目标优化遗传算法即可求解得到修正的速度增量.利用该规划方法,可大幅提高长时间空间交会飞行的交会精度.

摘要： 分别建立了航天器空间交会刚体和考虑太阳帆板挠性的六自由度动力学模型,利用相平面控制方法实现了对航天器质心和姿态的控制.为满足交会时间、能量和精度等性能指标,在合理调整相平面参数的情况下得到了一条满足要求的标准轨道,在考虑各种误差的条件下,利用Monte-Carlo方法对两种模型下的控制效果进行了统计分析.结果表明,太阳帆板的挠性振动对控制系统的影响基本可以忽略;相平面控制简单可靠,可以满足对接初始条件和飞行时间的要求,具有较强的工程应用价值.

摘要： 近年来，各种空间交会任务需求大大增加，空间交会测量系统研制的技术难度大、涉及面宽、与航天器各分系统设计约束性强，是此类航天器研制的关键技术之一。本文研究空间交会测量系统的精度控制要素，为工程研制提供参考借鉴。

摘要： 目的：开发三维虚拟现实技术,实现在空间交会对接过程仿真中的具体应用.方法：运用三维建模软件3ds max的不同建模方法进行模型建立,在对追踪飞行器,目标飞行器以及太空环境三维建模的基础上,利用凹凸纹理映射和三维引擎OGRE驱动模型,构成一套三维可视化交互系统.结果：该系统有效模拟、验证了整个交会对接过程,并且在训练中可实时手动交互.结论：系统可以应用于交会对接轨道设计以及人员操作训练.

摘要： 介绍一种空间相机坐标系与坐标系指向基准镜间相互关系的标定方法.依据空间相机坐标系的定义与装星要求,利用多台高精度经纬仪完成了空间相机坐标系与坐标系指向基准镜间的角度测量,对该方法的标定精度进行了分析.误差分析结果表明:该方法的标定精度优于15"(1σ),可以满足空间相机坐标系与坐标系指向基准镜的标定要求.

摘要： 轨道维持与调相是空间交会对接任务中的重要问题。针对这一问题,本文给出一种基于序列二次规划(SQP方法)的优化方法.转道维持的任务是使得目标器轨道的形状和位置满足终端约束,调相的任务是使目标器本身的位置满足终端约束.这空间交会对接轨道维持任务中,通常目标航天器只对其高度进行轨道调整和维持,对其升交点经度和轨道倾角不再加以控制,因此,轨道维持方案和调相方案相结合考虑.仿真计算表明,这种方法既能满足任务要求,又能节省燃料,为空间交会对接任务规划提供了重要参考.

摘要： 随着数字摄影测量系统在工业制造领域应用的不断深入,对其准确性的评价要求日益增加.本文研究了国外的校准方法,基于摄影测量系统的分类,结合国内校准的需求和条件,分析了国外目前采用的校准方法存在的问题和不足之处.提出一种切实可行的对摄影测量系统准确性进行校准的方法,并通过试验和数据分析,对该方法进行了论证.

摘要： 随着数字摄影测量系统在工业制造领域应用的不断深入,对其准确性的评价要求日益增加.本文研究了国外的校准方法,基于摄影测量系统的分类,结合国内校准的需求和条件,分析了国外目前采用的校准方法存在的问题和不足之处.提出一种切实可行的对摄影测量系统准确性进行校准的方法,并通过试验和数据分析,对该方法进行了论证.

摘要： 随着数字摄影测量系统在工业制造领域应用的不断深入,对其准确性的评价要求日益增加.本文研究了国外的校准方法,基于摄影测量系统的分类,结合国内校准的需求和条件,分析了国外目前采用的校准方法存在的问题和不足之处.提出一种切实可行的对摄影测量系统准确性进行校准的方法,并通过试验和数据分析,对该方法进行了论证.

摘要： 本发明公开了一种受约束的空间航天器轨道交会的切换控制器设计方法，本发明通过空间航天器交会系统的数学建模、非对称饱和函数的转换、切换控制器的驻留时间方法、参量Riccati方程方法等手段，设计了一种基于驻留时间的切换控制器。本发明将具有非对称输入饱和的控制系统等价地表示为具有多个对称输入饱和的控制系统。实际上，得到的等价对称输入饱和系统本质上是一个切换系统。所设计控制器只需要离线求解参量Riccati方程，简单易操作，且计算量低。所提控制方法可以有效提高控制系统状态的收敛速度，满足航天领域对于控制系统快速收敛性能的要求。

摘要： 本发明公开了一种针对运载火箭发射前与空间目标交会评估的计算方法，在给定的发射窗口时段内，筛选出符合条件的安全发射窗口时刻的计算方法，筛选条件为：运载火箭与所有空间目标之间的交会距离小于给定的安全阈值，针对运载火箭理论飞行轨迹特点和空间目标在在轨运行规律，本发明提出了一种利用运载火箭理论飞行轨迹在其发射前与空间目标开展交会评估的计算方法，该方法有效的解决了运载火箭发射前与空间目标交会评估对高时效性和高精度的需求。

摘要： 本发明公开了一种基于GPU的空间目标交会计算方法，针对传统空间目标交会计算实时性差的问题，考虑了交会计算约束，设计了一种基于GPU的空间目标交会计算方法。该方法将本星对目标星交会计算的过程交由CPU和GPU协同执行，其中逻辑控制部分由CPU执行，相对距离、相对速度、相对加速度、交会姿态(侧摆角、俯仰角)等计算量大的部分交由GPU完成，对于GPU计算所得数据，传递给CPU进行后续处理；考虑到空间目标交会计算连续性，对计算所得的所有时刻按照时间排序后进行分组，获得交会时段等交会信息，作为结果进行记录保存。该方法具有计算结果精度高、计算效率高、适应范围广等特点。

摘要： 本发明公开了一种基于GPU的空间目标交会计算方法，针对传统空间目标交会计算实时性差的问题，考虑了交会计算约束，设计了一种基于GPU的空间目标交会计算方法。该方法将本星对目标星交会计算的过程交由CPU和GPU协同执行，其中逻辑控制部分由CPU执行，相对距离、相对速度、相对加速度、交会姿态(侧摆角、俯仰角)等计算量大的部分交由GPU完成，对于GPU计算所得数据，传递给CPU进行后续处理；考虑到空间目标交会计算连续性，对计算所得的所有时刻按照时间排序后进行分组，获得交会时段等交会信息，作为结果进行记录保存。该方法具有计算结果精度高、计算效率高、适应范围广等特点。

摘要： 本发明是关于空间站利用车轮式电磁铁圆盘对接端(以下简称“车轮对接端”)与升降弹簧式圆盘对接端(以下简称“弹簧对接端”)的交会对接方法，属于航天空间站的交会对接领域。当前技术不足：要求精准度特别高、速度特别慢，稍有偏差就容易碰撞损伤，而本发明在交会对接接触时，能承受更大的对准偏差和撞击力，所以更安全可靠，当然，也可以借助机械臂。交会对接简要程序：首先，车轮对接端与弹簧对接端接近后，被开启的电磁吸力吸在一起；然后，车轮对接端利用电动车轮在弹簧对接端的外表面上，像汽车一样，能前后行驶左右调整位置，进行对准；最后，车轮对接端与弹簧对接端被一套升降弹簧拉动下，进行撞锁，成功后开启两个舱门，完成交会对接。

摘要： 本发明公开一种航天器空间交会地面操控实验系统，包括：神舟八号和天宫一号的航天器仿真模型，两个仿真模型分别通过绳索悬挂在两个可沿长轨道方向移动的天车——神舟天车和天宫天车上；神舟天车能够沿长轨道方向移动，神舟天车还包括位置调整机构，为悬挂的航天器模型提供额外的两个自由度，最终实现航天器模型三自由度运动；所述长轨道以及与之平行的齿条通过龙门架和承重梁悬挂在屋顶，两个天车通过滑块和齿轮分别与长轨道和齿条配合，实现沿长轨道方向的运动。

摘要： 本发明涉及一种适用于空间交会对接激光雷达的远近场目标识别方法。首先，在地面标定阶段，激光雷达跟踪上近场或者远场目标，移动目标从近距离到远距离或者从远距离到近距离，分别获得激光雷达远近场目标的调光盘码值。然后，根据码值在不同距离下的大小进行曲线拟合，获得拟合的系数。接着，在激光雷达识别阶段，先根据引导距离初步设置远近场目标标识。然后等激光雷达扫描跟踪上目标以后，实时根据调光盘码值和标定系数拟合出来的码值对目标标识进行识别。最后，将识别的目标标识传给外部单元，进而完成空间交会对接激光雷达的远近场识别。本发明可以为空间交会对接激光雷达的软件算法提供实质性的策略，进而保障空间交会对接过程的顺利完成。

摘要： 本发明公开了一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法和系统，该方法包括：根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果；同时，获取轨控加速度aT；根据一次速度解算结果和轨控加速度aT，解算得到预测理想关机点位置rK；根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果；根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标根据修正后的制导目标进行三次解算，得到三次速度解算结果；根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制。本发明旨在解决现有Lambert制导方案存在的问题，以满足未来空间机动的自主性、自适应性与高精度制导的任务需求。

摘要： 本发明的一种小型化空间交会对接激光发射电路中，驱动信号增强模块将驱动信号进行整形、滤波、放大后传递给高速开关模块，在驱动信号的控制下，高速开关模块对激光发射器模块进行通断电，激光发射器模块向目标区域发射既定频率的面激光；温度控制与采集模块将激光发射电路的工作温度控制在正常范围内，导热散热模块将激光发射器模块与高速开关模块产生的热量进行转移与释放。本发明实现了激光雷达技术体系下的空间交会对接光源发射电路集成化，有效解决太空环境中温差大、散热慢等问题，在缩小装置体积，简化电路的同时，提高了可靠性与稳定性。

摘要： 本发明公开了一种提高空间交会对接模型预测控制运算速度的方法，航天器近距离交会对接过程中，通过C‑W方程在给出追踪航天器与目标航天器相对运动动力学，该处的目标包含旋转目标和静止目标，随后分别对空间锥约束，速度约束和控制饱和约束进行建模，然后通过模型预测控制方法给出追踪航天器跟随目标旋转，或接近静止目标附近某点的控制实施方法。在给出该控制方法后，为该标称轨迹添加初始扰动，收集机器学习方法训练所需要的数据集，对于神经网络的训练，可以采用行为克隆或逆强化学习进行，上述两种方法属于模仿学习方法，通过训练的神经网络可以得到相应的模型预测控制求解过程中二次规划问题的近似初值，提升了模型预测控制的求解速度。