《航天器相對運(yùn)動軌道動力學(xué)與控制》是關(guān)于航天器相對運(yùn)動軌道動力學(xué)與控制理論的一本專著。全書主要分為三部分，分別是航天器相對運(yùn)動軌道動力學(xué)建模理論、航天器相對運(yùn)動軌道控制方法以及航天任務(wù)中的相對運(yùn)動問題，圍繞動力學(xué)、控制和應(yīng)用三個(gè)層面進(jìn)行相對運(yùn)動的分析與討論。
《航天器相對運(yùn)動軌道動力學(xué)與控制》可供從事航天器研究、設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和應(yīng)用的科技人員閱讀，也可作為高等院校有關(guān)專業(yè)的教學(xué)參考書。
1957年，第一顆人造地球衛(wèi)星的成功發(fā)射開啟了人類航天技術(shù)發(fā)展的新紀(jì)元。半個(gè)多世紀(jì)以來，人類不斷對宇宙空間進(jìn)行開拓，創(chuàng)造了一個(gè)又一個(gè)奇跡，所有這一切都離不開航天器軌道動力學(xué)與控制理論的發(fā)展和進(jìn)步。進(jìn)入新世紀(jì)，航天技術(shù)呈現(xiàn)出新的發(fā)展趨勢，以航天器交會對接技術(shù)、航天器編隊(duì)飛行技術(shù)為代表的涉及兩個(gè)以上航天器相對運(yùn)動的控制技術(shù)成為世界性熱點(diǎn)研究領(lǐng)域，促使著航天器相對運(yùn)動軌道動力學(xué)與控制理論的不斷完善和成熟。
本書的主要內(nèi)容來自三位作者的博士學(xué)位論文，即劉魯華的“航天器自主交會制導(dǎo)與控制方法研究”［1］、孟云鶴的“近地軌道航天器編隊(duì)飛行控制與應(yīng)用研究”［2］和安雪瀅的“橢圓軌道航天器編隊(duì)飛行動力學(xué)及應(yīng)用研究”［3］。由于三篇論文都涉及應(yīng)用前景廣泛的航天器相對運(yùn)動動力學(xué)、控制與應(yīng)用問題，因此作者很早就萌生了合作成書的想法，希望能對相對運(yùn)動問題進(jìn)行一定總結(jié)，以期拋磚引玉。
本書主要內(nèi)容可分為三部分，分別是“航天器相對運(yùn)動軌道動力學(xué)問題”、“航天器相對運(yùn)動軌道控制方法”以及“航天任務(wù)中的相對運(yùn)動問題”。第一部分“航天器相對運(yùn)動軌道動力學(xué)”問題是開展控制方法與應(yīng)用研究的基礎(chǔ)，包括兩章研究內(nèi)容，主要是第2章近圓軌道相對運(yùn)動動力學(xué)與編隊(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)和第3章橢圓軌道相對運(yùn)動動力學(xué)與編隊(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)，兩者從相對運(yùn)動的動力學(xué)與運(yùn)動學(xué)角度出發(fā)分別研究了近圓軌道與橢圓軌道的相對運(yùn)動特征、表達(dá)與構(gòu)形設(shè)計(jì)問題。與第一部分相對應(yīng)，第二部分“航天器相對運(yùn)動軌道控制”主要從“動力學(xué)”（第4章）與“運(yùn)動學(xué)”（第5章）角度分別介紹作者在控制問題中的研究成果�；趧恿W(xué)的相對運(yùn)動軌道控制方法的特點(diǎn)在于周期短、精度高、計(jì)算量大、燃耗較多，適合于交會對接等短期任務(wù)需求；而基于運(yùn)動學(xué)的相對運(yùn)動軌道控制方法的特點(diǎn)在于周期長、計(jì)算量小、燃耗低、方法簡便，適合于伴飛與編隊(duì)等長期任務(wù)需求。兩者各有特點(diǎn)，恰恰適應(yīng)于不同的應(yīng)用背景。第三部分“航天任務(wù)中的相對運(yùn)動問題”包括三章內(nèi)容，即第6章相對控制方法在非合作目標(biāo)交會中的應(yīng)用、第7章近地軌道編隊(duì)在InSAR系統(tǒng)中的應(yīng)用以及第8章橢圓軌道編隊(duì)在日地空間探測中的應(yīng)用。
本書第1章與第2章由三位作者合作撰寫，第4章與第6章的撰寫工作由劉魯華負(fù)責(zé)，第5章與第7章由孟云鶴負(fù)責(zé)，第3章與第8章由安雪瀅負(fù)責(zé)，最后由劉魯華負(fù)責(zé)全書的統(tǒng)稿及審定工作。本書在撰寫過程中，得到了多方面的支持，作者衷心感謝國防科技大學(xué)航天與材料工程學(xué)院飛行器控制教研室領(lǐng)導(dǎo)與同事們的關(guān)心。感謝余夢倫院士、孫承啟研究員、周軍教授、李俊峰教授對本書的建議及對出版的大力推薦。感謝國內(nèi)外同行專家的研究成果。最后特別感謝國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)學(xué)術(shù)著作出版資助專項(xiàng)經(jīng)費(fèi)的資助。
限于作者水平，書中難免有不當(dāng)之處，懇請讀者批評指正。
作者
2012年2月
第1章 緒論
1.1 航天器相對運(yùn)動問題
1.1.1 航天器空間交會
1.1.1.1 航天器空間交會的概念
1.1.1.2 空間自主交會的特點(diǎn)
1.1.1.3 空間交會中的相對運(yùn)動
1.1.2 航天器編隊(duì)飛行
1.1.2.1 航天器編隊(duì)飛行的概念
1.1.2.2 航天器編隊(duì)飛行的特點(diǎn)
1.1.2.3 編隊(duì)飛行中的相對運(yùn)動
1.2 航天器相對運(yùn)動動力學(xué)
1.2.1 無攝相對運(yùn)動模型
1.2.2 受攝相對運(yùn)動模型
1.2.3 編隊(duì)飛行構(gòu)形設(shè)計(jì)
1.3 航天器相對運(yùn)動控制技術(shù)
1.3.1 航天器空間交會任務(wù)中的控制技術(shù)
1.3.2 航天器編隊(duì)飛行任務(wù)中的控制技術(shù)
1.4 本書結(jié)構(gòu)
第2章 近圓軌道相對運(yùn)動動力學(xué)與編隊(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)
2.1 CW方程及其修正形式
2.1.1 坐標(biāo)系及相互轉(zhuǎn)換關(guān)系
2.1.2 相對運(yùn)動動力學(xué)方程及其解析解
2.1.2.1 基本前提
2.1.2.2 精確的動力學(xué)模型
2.1.2.3 線性化的動力學(xué)模型
2.1.2.4 相對運(yùn)動的解析解
2.1.2.5 狀態(tài)空間表示
2.1.3 CW方程的修正形式
2.2 相對運(yùn)動的運(yùn)動學(xué)表達(dá)與構(gòu)形設(shè)計(jì)
2.2.1 相對運(yùn)動學(xué)方程的建立
2.2.1.1 前提條件設(shè)定
2.2.1.2 相對運(yùn)動運(yùn)動學(xué)方程的一階近似
2.2.2 相對運(yùn)動的運(yùn)動學(xué)表達(dá)方式之一
2.2.3 相對運(yùn)動的運(yùn)動學(xué)表達(dá)方式之二
2.2.4 半長軸不同的伴飛構(gòu)形表達(dá)
2.2.5 相對運(yùn)動編隊(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)
2.3 J2攝動編隊(duì)構(gòu)形的長期演化
2.3.1 J2攝動作用下編隊(duì)構(gòu)形表達(dá)
2.3.1.1 無奇點(diǎn)變量的攝動
2.3.1.2 攝動作用下參考軌道面內(nèi)的相對運(yùn)動
2.3.1.3 攝動作用下參考軌道法向相對運(yùn)動
2.3.1.4 構(gòu)形表達(dá)
2.3.2 J2攝動作用下編隊(duì)構(gòu)形仿真
2.3.3 編隊(duì)構(gòu)形長期演化的幾點(diǎn)結(jié)論
第3章 橢圓軌道相對運(yùn)動動力學(xué)與編隊(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)
3.1 相對運(yùn)動模型
3.1.1 精確相對運(yùn)動模型
3.1.1.1 單位球模型
3.1.1.2 模型適用性
3.1.2 一階相對運(yùn)動模型
3.1.2.1 基于運(yùn)動學(xué)的相對運(yùn)動模型
3.1.2.2 基于動力學(xué)的相對運(yùn)動模型
3.2 相對軌跡特性分析
3.2.1 基本相對軌跡
3.2.1.1 僅相對偏心率不為零時(shí)的相對軌跡
3.2.1.2 僅相對軌道傾角不為零時(shí)的相對軌跡
3.2.1.3 僅相對升交點(diǎn)赤經(jīng)不為零時(shí)的相對軌跡
3.2.1.4 僅相對近地點(diǎn)緯度幅角不為零時(shí)的相對軌跡
3.2.1.5 僅相對平近點(diǎn)角不為零時(shí)的相對軌跡
3.2.2 相對軌跡特性
3.3 典型編隊(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)
3.3.1 單從航天器編隊(duì)構(gòu)形
3.3.2 雙從航天器編隊(duì)構(gòu)形
3.3.3 多從航天器編隊(duì)構(gòu)形
3.4 相對運(yùn)動穩(wěn)定性分析
3.4.1 受攝相對運(yùn)動模型
3.4.1.1 攝動加速度
3.4.1.2 基于動力學(xué)的精確模型
3.4.1.3 基于運(yùn)動學(xué)的近似模型
3.4.1.4 兩種模型精度比較
3.4.2 受攝相對運(yùn)動特性
3.4.2.1 基本構(gòu)形的受攝特性
3.4.2.2 一般構(gòu)形的受攝特性
3.4.3 基于運(yùn)動學(xué)的穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)方案
3.4.3.1 穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)方案一
3.4.3.2 穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)方案二
3.4.3.3 穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)算例
3.4.4 基于動力學(xué)的穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)方案
3.4.4.1 穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)方案一
3.4.4.2 穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)方案二
第4章 基于動力學(xué)的相對運(yùn)動軌道控制方法
4.1 多沖量最優(yōu)機(jī)動問題及求解方法
4.1.1 優(yōu)化問題的指標(biāo)函數(shù)
4.1.2 多沖量狀態(tài)轉(zhuǎn)移方程
4.1.3 時(shí)間固定多沖量最優(yōu)軌道控制求解方法
4.1.3.1 無約束標(biāo)準(zhǔn)廣義逆方法
4.1.3.2 沖量遞減策略下的加權(quán)廣義逆方法
4.1.3.3 沖量模值受限的二次規(guī)劃最優(yōu)方法
4.1.4 時(shí)間不固定多沖量最優(yōu)軌道控制求解方法
4.1.4.1 多沖量優(yōu)化問題的自由度
4.1.4.2 非線性最優(yōu)化問題的表示和求解
4.1.5 基于廣義逆和數(shù)學(xué)規(guī)劃方法的軌道控制仿真
4.2 具有視線約束的相對運(yùn)動軌道控制
4.2.1 最大視線角計(jì)算方法
4.2.2 基于參考視線的多次機(jī)動快速計(jì)算算法
4.2.2.1 滿足視線約束的幾種策略
4.2.2.2 機(jī)動點(diǎn)位置參數(shù)的選取
4.2.2.3 基于參考視線的接近操作快速算法
4.2.3 基于視線制導(dǎo)的�？奎c(diǎn)逼近制導(dǎo)方法
4.2.3.1 利用視線制導(dǎo)實(shí)現(xiàn)�？奎c(diǎn)逼近存在的問題及解決方法
4.2.3.2 縱向制導(dǎo)方法
4.2.3.3 法向制導(dǎo)方法
4.2.3.4 基于視線制導(dǎo)的�？奎c(diǎn)逼近仿真
4.3 相對運(yùn)動中的多沖量滑移制導(dǎo)方法
4.3.1 約束軌道下的多沖量軌道機(jī)動
4.3.2 多沖量滑移軌道設(shè)計(jì)
4.3.2.1 滑移軌道概念
4.3.2.2 指數(shù)滑移軌道
4.3.2.3 微分方程快速滑移軌道設(shè)計(jì)
4.3.2.4 微分方程慢速滑移軌道設(shè)計(jì)
4.3.2.5 多項(xiàng)式滑移軌道的設(shè)計(jì)
4.3.3 滑移算法在相對運(yùn)動軌道控制中的應(yīng)用分析
4.3.3.1 接近操作
4.3.3.2 撤離操作
4.3.4 近程接近與撤離滑移制導(dǎo)的仿真
4.3.4.1 接近段仿真
4.3.4.2 撤離段仿真
4.3.5 考慮多約束條件下的滑移制導(dǎo)方法
4.3.5.1 不同形式的約束軌道
4.3.5.2 不同形式的微分方程
4.3.5.3 多次機(jī)動速度增量的計(jì)算
4.3.5.4 仿真算例
4.3.6 滑移制導(dǎo)算法在撤離段應(yīng)用探討
4.4 滑模變結(jié)構(gòu)理論在相對運(yùn)動軌道控制中的應(yīng)用
4.4.1 滑模變結(jié)構(gòu)系統(tǒng)及滑模面的選擇
4.4.1.1 滑模變結(jié)構(gòu)系統(tǒng)
4.4.1.2 確定滑模面參數(shù)的二次型指標(biāo)最優(yōu)化方法
4.4.2 抖振現(xiàn)象與抖振的削弱
4.4.2.1 切換函數(shù)的近似連續(xù)化
4.4.2.2 趨近率控制
4.4.3 線性多變量系統(tǒng)滑�？刂撇呗�
4.4.3.1 常值切換函數(shù)
4.4.3.2 指數(shù)趨近率滑�？刂�
4.4.3.3 同時(shí)啟動遞階變結(jié)構(gòu)控制
4.4.4 不同策略下逼近段軌道控制的變結(jié)構(gòu)方法仿真
4.5 基于遺傳－模糊控制方法的繞飛與逼近軌道控制
4.5.1 繞飛與逼近操作過程
4.5.2 繞飛與逼近段動力學(xué)模型
4.5.3 模糊控制原理、控制表的建立及優(yōu)化的方法
4.5.3.1 模糊控制原理
4.5.3.2 模糊控制表的建立
4.5.3.3 利用遺傳算法優(yōu)化模糊控制表
4.5.4 考慮導(dǎo)航誤差時(shí)繞飛與逼近段操作仿真
第5章 基于運(yùn)動學(xué)的相對運(yùn)動軌道控制方法
5.1 編隊(duì)構(gòu)形的沖量捕獲策略
5.1.1 相對運(yùn)動與沖量的關(guān)系
5.1.1.1 沖量作用與軌道根數(shù)的關(guān)系
5.1.1.2 軌道根數(shù)與相對運(yùn)動的關(guān)系
5.1.1.3 沖量作用與相對運(yùn)動的關(guān)系
5.1.2 簡單多沖量與構(gòu)形生成
5.1.2.1 徑向沖量作用
5.1.2.2 沿跡向沖量作用
5.1.2.3 軌道面法向沖量作用
5.1.3 編隊(duì)捕獲策略與仿真
5.1.3.1 編隊(duì)捕獲策略
5.1.3.2 編隊(duì)捕獲仿真
5.1.3.3 燃料估算
5.2 構(gòu)形重構(gòu)的沖量控制策略
5.2.1 推力模式的能控性分析
5.2.2 相對運(yùn)動構(gòu)形的多沖量控制
5.2.2.1 三次沿跡向控制沖量的求解
5.2.2.2 軌道面法向控制沖量的求解
5.2.2.3 沖量求解的討論
5.2.2.4 總?cè)己呐c始末構(gòu)形參數(shù)的關(guān)系
5.2.3 基于簡單四沖量的構(gòu)形重構(gòu)仿真
5.2.3.1 初始條件
5.2.3.2 仿真結(jié)果
5.2.3.3 誤差分析
5.2.3.4 仿真結(jié)論
5.3 基于多沖量的構(gòu)形保持控制方法
5.3.1 長期伴飛保持控制思路
5.3.2 基于相對運(yùn)動測量的構(gòu)形確定方法
5.3.3 構(gòu)形保持控制仿真
5.3.3.1 仿真條件
5.3.3.2 仿真結(jié)果
5.3.3.3 仿真結(jié)論
5.4 不同發(fā)動機(jī)推力模型的構(gòu)形控制效果分析
5.4.1 三種推力模型
5.4.2 相對運(yùn)動狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣
5.4.3 基于不同推力模型的構(gòu)形控制效果
5.4.3.1 脈沖推力作用效果分析
5.4.3.2 繼電型推力作用效果分析
5.4.3.3 連續(xù)推力作用效果分析
5.4.4 連續(xù)變化小推力模型的工程方法
5.4.4.1 控制作用效果的比較
5.4.4.2 連續(xù)變推力到繼電型推力模型的轉(zhuǎn)換
第6章 相對控制方法在非合作目標(biāo)交會中的應(yīng)用
6.1 空間交會任務(wù)實(shí)現(xiàn)過程
6.2 非合作目標(biāo)空間交會過程示例
6.3 非合作目標(biāo)空間交會不同階段特征及切換條件
6.3.1 遠(yuǎn)近程交班的切換條件
6.3.2 遠(yuǎn)近程交班過程描述
6.3.3 不同交班點(diǎn)條件下的制導(dǎo)策略
6.3.4 �？奎c(diǎn)初始條件的選擇
6.3.5 近程接近段的約束條件
6.4 非合作目標(biāo)近程交會仿真
6.4.1 遠(yuǎn)近程交班段仿真
6.4.2 近程接近段仿真
6.4.3 撤離段仿真
第7章 近地軌道編隊(duì)在InSAR系統(tǒng)中的應(yīng)用
7.1 InSAR系統(tǒng)中航天器編隊(duì)優(yōu)化設(shè)計(jì)
7.1.1 主星帶伴隨編隊(duì)模式InSAR系統(tǒng)概念的提出
7.1.1.1 InSAR測量技術(shù)發(fā)展概況
7.1.1.2 主星帶伴隨編隊(duì)模式InSAR系統(tǒng)簡介
7.1.1.3 DEMs測量任務(wù)
7.1.2 面向DEMs測量的主星帶伴隨編隊(duì)InSAR系統(tǒng)約束分析
7.1.2.1 測高精度約束
7.1.2.2 覆蓋約束
7.1.3 主星帶伴隨編隊(duì)InSAR系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)
7.1.3.1 優(yōu)化設(shè)計(jì)方案
7.1.3.2 優(yōu)化設(shè)計(jì)實(shí)例——三星對稱構(gòu)形的伴隨編隊(duì)
7.2 InSAR系統(tǒng)中航天器編隊(duì)協(xié)同控制
7.2.1 問題的提出與解決思路
7.2.1.1 構(gòu)形與姿態(tài)協(xié)同問題的提出
7.2.1.2 構(gòu)形與姿態(tài)協(xié)同控制實(shí)現(xiàn)的邏輯結(jié)構(gòu)
7.2.2 協(xié)同規(guī)劃與控制
7.2.2.1 航天器編隊(duì)協(xié)同規(guī)劃
7.2.2.2 編隊(duì)航天器構(gòu)形與姿態(tài)協(xié)同控制
7.2.3 構(gòu)形與姿態(tài)協(xié)同控制仿真
7.2.3.1 仿真條件設(shè)置
7.2.3.2 構(gòu)形保持控制
7.2.3.3 姿態(tài)規(guī)劃
7.2.3.4 姿態(tài)控制
第8章 橢圓軌道編隊(duì)在日地空間探測中的應(yīng)用
8.1 日地空間探測中的典型項(xiàng)目介紹
8.1.1 橢圓軌道編隊(duì)飛行優(yōu)勢
8.1.2 橢圓軌道編隊(duì)飛行應(yīng)用模式
8.1.3 橢圓軌道編隊(duì)飛行試驗(yàn)計(jì)劃
8.2 MMS任務(wù)編隊(duì)設(shè)計(jì)要求與指標(biāo)
8.2.1 任務(wù)設(shè)計(jì)要求
8.2.2 設(shè)計(jì)性能指標(biāo)
8.2.2.1 質(zhì)量因子
8.2.2.2 平均邊長
8.2.2.3 相關(guān)計(jì)算
8.3 MMS任務(wù)編隊(duì)構(gòu)形設(shè)計(jì)
8.3.1 初始條件確定
8.3.2 編隊(duì)性能分析
8.3.3 編隊(duì)設(shè)計(jì)方案
8.4 考慮J2項(xiàng)的MMS穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)
8.4.1 編隊(duì)性能分析
8.4.2 穩(wěn)定編隊(duì)設(shè)計(jì)方案
參考文獻(xiàn)
書單推薦
