● 摘要
随着航天技术的不断发展，对于空间的争相开发利用已成为未来各大国争夺未来科技前沿的重要领域。空间机动飞行器则是空间应用领域的一项重要手段，而在空间向目标运行的空间导引律则是其关键技术之一。基于这样的背景，本文主要研究了空间机动飞行器固定时间轨道机动和近距离逼近空间制导律设计、实现；以及空间机动航天器的末制导精度分析与仿真。本文首先建立了在轨相对运动的地球模型和航天器运动模型，然后在视线坐标系中建立了机动航天器与目标航天器相对运动方程。对空间固定时间轨道机动进行了介绍，并介绍了常用的几种求解固定时间问题的方法。文中给出了各种假设模型下的零控脱靶量，并根据常用导引头的特性将零控脱靶量以视线角速率的形式表示。基于传统制导律抑制视线角速率的设计思想，同时考虑满足高精度交会误差的要求，设计了以零控脱靶量和视线角速率加权和构成的滑模面，并由此滑模面推导出能够同时抑制脱靶量及视线角速率的末制导律，通过与几种末制导律的比较仿真验证了该制导律的设计效果。文章最后给出了无参数估计误差和有参数估计误差情况下的空间机动飞行器末制导脱靶量解析分析方法。该脱靶量分析方法适用于空间逼近末制导精度的初步分析和设计。在此基础上，通过建立空间机动飞行器的末制导误差模型，运用蒙特卡洛模拟打靶仿真对导引精度进行了统计分析。仿真结果能用于全面评估末制导系统硬件设备性能和不确定性干扰对制导精度的影响。