共查询到20条相似文献,搜索用时 51 毫秒
1.
面向载人登月任务需要,针对星历模型下具备自由返回能力的地月转移轨道设计问题进行了研究。在三体模型下对地月三维自由返回轨道进行了求解,得到了地月空间内的自由返回轨道分布情况。在二体模型假设下对近月段的三脉冲变轨进行了求解,给出了变平面机动的计算方法。进一步提出了两轮逐次优化修正策略,分别以高度和再入走廊为主要约束,采用内点法和SQP算法在高精度星历模型下对自由返回轨道初值进行逐次优化修正。之后,采用SQP算法在星历模型下对近月三脉冲变轨进行优化修正,得到了星历模型下的自由返回+近月三脉冲变轨地月转移策略。仿真校验结果表明本文提出的方法能够在给定约束下有效求解星历模型下具备自由返回能力的地月转移轨道,为载人登月任务的转移轨道设计提供参考。 相似文献
2.
3.
针对载人月球极地探测任务,采用一种自由返回轨道与三脉冲机动轨道相结合的地月转移轨道方案。关于自由返回轨道部分的设计,建立了基于近月点伪参数的两段拼接模型,采用一种考虑地球扁率修正的改进多圆锥截线法进行求解,仿真结果显示改进的多圆锥截线法具有更高的求解精度,可为精确设计提供更好的初值;关于三脉冲机动轨道部分的设计,基于混合轨道模型,采用特殊点变轨和Lambert算法相结合的方法进行计算,仿真结果显示该方法能够有效地降低速度增量的消耗。最后,通过大量的仿真计算,对轨道的速度增量特性进行了分析。研究结论可为未来载人月球极地探测地月转移轨道方案的设计提供重要参考。 相似文献
4.
5.
针对自由返回轨道求解过程中地心轨道类型变化造成的B平面参数方法计算失败问题,提出一种基于P平面参数的自由返回轨道快速设计方法。首先,基于轨道半通径参数的普适性,给出了不同轨道类型的P平面参数定义,建立了以P平面参数为求解目标量的自由返回轨道求解模型。其次,给出了基于P平面参数的自由返回轨道快速设计方法,在构建的瞬时地月惯性系下,以平面双二体自由返回轨道作为初值,实现了高精度力模型下的自由返回轨道快速求解。对8种构型自由返回轨道的设计结果表明,P平面参数具有类似于B平面参数的大收敛域,且有效解决了轨道类型变化对计算的影响,可直接应用于中国后续月球探测任务轨道设计。 相似文献
6.
7.
早期的探月飞行都采用直接由地球飞到月球的地月转移方式,探测器由运载火箭直接发送到地月转移轨道,这样做的好处是飞行时间比较短,只需3至5天的时间。20世纪90年代开始的新一轮探月活动中采用了一种新的飞行方式,探测器飞离地球前,先在绕地球飞行的调相轨道上运行若干圈,这样做的好处有三:一是可以在运载火箭能力不够的情况下,由探测器来补充;二是可以减小转移轨道中途修正的负担;三是可以扩大发射机会窗口。文章以嫦娥一号探测器及美、日的两个月球探测器为例,详细讨论了这种新的飞行方式,同时还对我国后续探月计划的飞行轨道提出了初步建议。 相似文献
8.
9.
月球探测再入返回试验后续飞行方案研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对于中国月球探测再入返回飞行试验的剩余推进剂,研究并设计了后续飞行方案。首先,基于月球探测再入返回飞行试验任务结束后的轨道和卫星状况,分析了可行的探测目标,确定了以日地月空间和相应平动点作为探测目标的后续飞行方案。其次,针对后续飞行方案中的轨道设计与控制需求,研究了平动点轨道直接转移入轨方法和不同系统的平动点轨道转移方法。相对于目前常见的基于不变流形的平动点转移轨道设计方法,文章方法无需进行大量的流形计算,因而计算步骤简单,计算量大大降低,尤其便于实际飞行任务应用。最后,设计了后续飞行方案的飞行轨道和相应的控制方案,同时分析了控制操作的地面测控条件。研究结果表明,基于月球探测再入返回飞行试验任务的剩余推进剂,完全可以在日地月空间开展多项具有创新性和重要应用价值的飞行试验验证,为我国后续"夸父"和月球探测等深空探测任务积累宝贵的测控技术和经验,同时为后续深空探测的"多目标多任务"设计思路提供有益借鉴。 相似文献
10.
针对天宫二号/神舟十一号任务组合体运行与飞船返回要求,建立了升交点经度、轨道偏心率、指定时刻轨道高度及速度倾角等多目标特征参数的控制方程;根据组合体至飞船撤离准备各阶段的飞行特点,分析了近圆轨道偏心率中长期演化情况以及飞船返回双脉冲控制量随控制时间的变化规律,提出了通过两次组合体与飞船联合规划来满足不同约束的控制策略;根据撤离后飞船、天宫以及伴星的相对运动关系研究了结合规避控制的飞船双脉冲维持优化控制方案。最后依据神舟十一号任务的飞行过程,设计算例验证了该方法的有效性,具有较好的工程应用价值。 相似文献
11.
航天飞机自动着陆技术概念研究 总被引:1,自引:0,他引:1
自动着陆段是航天飞机整个飞行任务的最后一段 ,它是指从离地高度 30 0 0m的自动着陆入口到航天飞机在跑道上着陆滑跑的这一段飞行。在自动着陆段 ,航天飞机着陆采用对基准轨迹跟踪的方式 ,就是根据预先设计好的基准轨迹 ,各模态的制导系统将航天飞机的高度误差和高度速率误差按照一定制导律得出法向加速度指令 ,去控制飞机 ,以跟踪基准轨迹。本文还阐述了速度控制、起落架着地后的俯仰速率控制、横滚改出及飞行员人工监控和接管航天飞机着陆等内容。自动着陆技术的概念研究为以后航天飞机自动着陆系统的开发提供了必要的设计思想与工程实现手段 相似文献
12.
对登月飞船在指定轨道终点及多约束条件下两次再入轨道的优化设计进行了研究。根据多次再入法原理,基于设定的基本参数,给出了轨道设计的流程,仿真计算了二次再入点、弹出点、第一次再入点的参数,以及整体轨道。结果表明该方法可行,可为飞船高速度、多目标约束及高精度落点要求的再入轨道初步设计提供参考。 相似文献
13.
为有效克服传统弹道优化方法解的收敛性和最优性受搜索算法、初始猜测等影响大的问题,提出了基于有理Bezier曲线的三维弹道造型与优化计算方法。根据边界条件用光滑且只含少量造型变量的有理Bezier曲线形成待优化三维造型弹道,采用逆动力学方法计算造型弹道倾角、弹道角速度和法向加速度等,结合弹道其它动力学方程和约束计算造型弹道性能指标,通过对弹道造型变量寻优得到最优弹道。这种方法将无限维弹道优化问题转换为对很少造型变量的参数优化问题, 而且得到的最优弹道完全光滑可飞。与间接法相比,无需求解两点边值问题使用方便、鲁棒性强;与直接法相比,不需要对动力学方程离散化、寻优变量少、求解收敛性好,而且解的全局最优性和光滑性更高。仿真结果及与自适应伪谱法的比较校验了方法的实用性和有效性。 相似文献
14.
15.
16.
航天器最优再入轨迹的选择分析 总被引:3,自引:2,他引:3
本文研究的目的是想获得具有最大有效载荷的航天器最优再入轨迹。返回段航天器的最大有效载荷等价于航天器离轨点所耗燃料质量与热防护系统(TPS)质量之和达极小。文中把最大有效载荷的再入轨迹分三种情况作了分析:航天器TPS质量不确定时,通过返回轨迹优化来获得航天器的最大有效载荷,并选择确定相应TPS的质量;TPS质量已确定时,通过再入轨迹优化来获得航天器的最大有效载荷;TPS质量足够大时,通过多次穿越大气层来获得航天器的最大有效载荷。本文的结论可为航天器再入轨迹与TPS的一体化选择提供思路。 相似文献
17.
针对木星转移轨道设计中动力引力辅助模型选择问题展开了研究。首先,介绍了近心点机动和甩摆后机动2种动力引力辅助模型,给出了2种模型下最优脉冲机动速度增量的解算方法;然后,基于动力引力辅助模型,提出了包含引力辅助的行星际转移轨迹初始设计方法;最后,以木星探测任务转移轨迹设计为例,对比了不同动力引力辅助模型下探测器的燃料消耗情况。仿真结果表明:相比于甩摆后机动方式,近心点轨道机动方式更加节省燃料。基于近心点机动引力辅助模型,最终完成了金星-地球-地球引力辅助序列的木星转移轨迹初始设计,为我国未来采用引力辅助方式的深空探测任务提供了一定的参考。 相似文献
18.
19.