● 摘要
本文研究航天器轨道交会与拦截的制导律问题。古典制导方式难以引入各种相关信息，降低了轨道交会精度，难以适应精确轨道交会任务的要求。随着GNC技术的发展，新技术，新理论的不断涌现，为我们解决这些问题提供了很好的途径。本文针对这些情况，研究了最优控制理论（最小值原理）、滑模变结构控制论理论和奇异摄动理论在轨道交会与拦截制导律中的应用。文中首先建立了精确的近地轨道航天器的轨道动力学模型，考虑了各种摄动因素的影响，为后续的这种制导律的仿真验证提供了准确性模型。其二，应用最优控制理论，研究了不同的系统方程和不同的性能泛函情况下最优拦截制导方式，引入了一些和空间攻防相关的信息。其三，将系统状态方程解耦，分解成两个平面问题来研究滑模变结构控制论理论在轨道交会和拦截中的应用，并采用了到达律和到达条件两种方式来设计制导方式。其四，研究了奇异摄动理论在微分对策制导律中的应用，介绍了奇异摄动的基本理论和应用的一般程序，并提供了立体三维运动向二维平面运动的转换方式。最后，给出了远距离轨道机动的Lambert轨道计算方法。根据不同导引律的仿真结果验证了理论分析的正确性。