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针对电推力器控制弧段长、传统轨道保持计算常用的脉冲假设不能适用的问题,提出了静止卫星轨道保持的平运动动力学模型和长期控制策略优化方法。由于轨道保持控制的是平均轨道要素,文章提出了一种基于春分点轨道要素的高精度平根外推动力学模型,与STK-HPOP模型比对高度吻合;提出了综合考虑轨道东西和南北控制的耦合控制优化模型,设计了基于序列二次规划的优化求解方法。仿真算例中研究了二推力器配置的静止卫星4周轨道保持问题,仿真结果表明,该方法可以优化长期轨道保持控制策略。 相似文献
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太阳帆航天器以两姿态角作为轨道控制输入时, 其轨道动力学方程具有非仿射非线性特性. 通过人工平动点处线性化获得的线性系统可完成太阳帆航天器轨道保持控制器的分析与设计. 由于线性近似模型为有误差模型, 存在近似有效范围约束, 表现为轨道高度约束和姿态角幅值约束. 本文研究了姿态角幅值约束对线性近似模型有效性的影响, 通过计算给出满足近似误差要求的姿态角幅值约束. 当控制输入存在幅值约束时, 控制器轨道修正能力受到束缚. 通过研究姿态角幅值约束下的最大允许入轨误差, 设计了最大允许入轨误差下线性二次型调节器(LQR)用于轨道保持控制, 并将控制器应用于太阳帆日地三体系统非线性模型中, 实现了日地人工L1点Lissajous轨道最大允许入轨误差的控制收敛和良好精度下的轨道保持控制. 相似文献
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严格回归轨道的管道导航方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了作为参考轨道的严格回归轨道与卫星在轨运行状态的相对运动关系,提出近地遥感卫星的管道导航方法。由于参考轨道的设计只考虑高精度的地球非球形摄动,与在轨卫星的动力学环境存在差别,这导致两者之间存在切航向漂移。基于高精度的轨道动力学模型和位置确定方法,设计了卫星与参考轨道采样点的沿航向对齐算法,从而获取了卫星相对参考轨道采样点的相位时间偏差和卫星在参考轨道编队坐标系切航向平面内的相对运动轨迹,进而引入椭圆的“最小二乘适配法”获取相对运动轨迹的特征量。所研究的管道导航方法可应用于基于GNSS测量数据的卫星自主轨迹保持。 相似文献
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提出一个全新的八面体航天器编队构型,该构型体现出当前编队飞行多种轨道构型的特征,同时也适于作为空间演示试验的编队飞行模式。八面体编队构型的设计思路是基于C-W方程,轨道平面内沿航向编队构型可利用轨道动力学自然保持,正上方或正下方编队构型则需要依靠平面内控制来实现,垂直轨道平面的编队构型需要施加法向控制来实现。对基于C-W方程的悬停动力学模型进行了精度分析,最后以低轨道航天器的八面体编队构型为例进行了数学仿真验证。 相似文献
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有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制 总被引:2,自引:1,他引:1
基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量. 相似文献
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基于航天器姿轨耦合模型的非线性前馈控制 总被引:1,自引:0,他引:1
对于航天器编队飞行和交会对接来说,精确的相对轨道和姿态模型尤其重要,而单独考虑相对轨道模型无法满足其高精度要求,因此从非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRPs)表示的姿态运动学方程出发,建立了六自由度的相对动力学方程。在模型建立过程中考虑了耦合和非线性因素,保证了模型的精度。针对耦合非线性动力学方程设计了非线性前馈控制律,并通过李雅普诺夫直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真算例验证了建立模型和控制律的有效性。 相似文献
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基于小偏差理论,对无摄动三体动力学方程沿标称轨道线性化,推导了其误差线性模型。在线性系统极点配置原理的的基础上,利用标准轨道状态向量选择闭环目标极点,通过设计闭环极点配置状态反馈增益阵K,实现了对地月系L1点附近受摄晕轨道的保持控制。针对K中三通道使用单一控制量级带来的控制误差,提出了利用入轨误差比例设计的可变反馈阵系数(Variable feedback matrix Kcoefficient,VKC)设计方法。VKC方法改善了原有控制方法的控制效果,在不同等级误差下减小跟踪方差和并获得了闭合周期轨道,试验证明了方法的有效性。 相似文献
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针对地月系L2平动点附近两种常用轨道——拟halo轨道和Lissajous轨道,研究了轨道长期维持过程。采用穿越xz平面单圈控制的轨道维持策略,控制量通过单步预测法进行寻优。在全摄动动力学模型下对拟halo轨道和Lissajous轨道受控维持下的一年飞行过程分别进行了仿真和比较,结果显示Lissajous轨道的维持控制代价优于拟halo轨道,从轨道拓扑构型保持方面对该结果进行解释,并设计对比实验加以验证。研究结论对地月系L2平动点轨道选择、维持控制策略设计、长期飞行效果分析等方面具有工程参考意义。 相似文献
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李铁寿 《中国空间科学技术》1990,10(1):36-44
本文以倾角矢量作为无奇点轨道要素,建立静止卫星轨道倾角控制的工程实用数学模型,进而导出南北定点捕获和南北位置保持两种情况下统一的倾角控制燃料最优策略。本文结果适用于南北位置保持精度为0.05°至0.1°的任务,并且已经应用于我国实用通信广播卫星的飞行控制。 相似文献
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A.A. Sukhanov A.F.B.A. Prado 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2012
A simple and effective mathematical method to calculate optimal station-keeping manoeuvres by means of electric propulsion is suggested. The method is based on a linearization of the satellite motion near a reference orbit. Two versions of the method allow station keeping both in an assigned position and in any position of the orbit. The method is fully analytical for the two-body problem and takes a simpler form for the circular assigned orbit. The suggested method may also be used in the case when constraints are imposed on the thrust direction due to specific features of the satellite stabilization mode. An application of the method to any force field is shown. Illustrative examples of satellite station keeping in a circular orbit are given. Both cases of the station keeping, i.e., in an assigned position and in an assigned orbit, are considered without and with a constraint on the thrust direction. 相似文献
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对空间碎片检视或抓捕操控中的悬停控制及燃耗问题进行了研究。通过C W方程,建立任务星近距随遇定点悬停控制模型,通过设计状态反馈控制器分析定点悬停的可控性以及推控要求,结果表明近距悬停需要与悬停位置相关的两个正交方向上的常值连续推力控制量,以及用于抵抗扰动的三轴向上的反馈变推力控制量。分析了近距随遇悬停的推控分系统配置,建立了长时近距随遇悬停的燃耗及燃耗速率的数学模型,最后分析了既满足安全距离需求、又满足悬停方位需求的最小悬停燃耗模型。 相似文献
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空间交会近程导引段控制方法与控制算法 总被引:1,自引:0,他引:1
阐述了空间交会近程导引段控制方法与控制算法。停泊点转移控制采用终端控制法,以终点标称状态为控制目标;停泊点位置保持应用轨迹控制法原理。对转移控制,冲量制导的控制目标是终端位置,连续常推力制导的控制目标是终端位置和速度,可应用不同控制方式,对转移时间有不同影响。模拟计算结果表明,提出的控制方法及其算法是有效的。 相似文献
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太阳同步(准)回归轨道卫星的轨道保持方法研究 总被引:4,自引:0,他引:4
赵坚 《中国空间科学技术》2004,24(4):60-64
文中使用解析方法对太阳同步 (准 )回归轨道卫星动力学特性进行了研究 ,分析了非球摄动、大气阻力摄动和太阳引力谐振等主要摄动因素对太阳同步 (准 )回归轨道卫星的影响 ,并以此为依据对太阳同步 (准 )回归轨道卫星的轨道保持方法进行了探讨。定量分析结果表明 ,该方法切实可行 ,可以为轨道设计和轨道控制研究工作提供参考。 相似文献
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在轨地球同步卫星轨道控制参数计算及工程实现 总被引:1,自引:0,他引:1
在轨地球同步卫星轨道控制包括东西、南北控制和位置漂移三个部分.分别针对这三种情况,从工程实用角度出发,给出了选择目标参数方法、控制参数计算公式和具体实施策略.以自旋卫星为例,分析了控制效率,提出了一种新的东西控制参数计算方法,在给定控制精度下,大大简化了算法的复杂性.以1904年9月FY-2B星一系列控制为例,详细介绍了它们在经度漂移、南北控制、刹车控制和定点捕获等方面的具体应用和实现效果,理想的控制效果表明了上述算法和实施策略的正确性. 相似文献
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Ariadna Farrés Àngel Jorba 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2011
In this work we focus on the dynamics of a solar sail in the Sun–Earth Elliptic Restricted Three-Body Problem with solar radiation pressure. The considered situation is the motion of a sail close to the L1 point, but displacing the equilibrium point with the sail so that it is possible to have continuous communication with the Earth. In previous works we derived a station keeping strategy for this situation but using the Circular RTBP as a model. 相似文献
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基于电推力器进行南北位置保持的一种地球同步轨道注入参数方法 《空间控制技术与应用》2017,43(6):8-12
摘要: 电推力器在静止轨道卫星上应用越来越广泛,特别是基于电推力器进行南北位置保持,可以有效节省推进剂.提出改进的GPS星历参数解析算法,在此基础上考虑包含电推力模型在内多摄动项模型进行地面精密轨道计算,采用微分修正法,提出一种地球同步轨道注入参数方法,该方法可应用于星上自主完成基于电推力器的南北位置保持.仿真算例表明使用该方法得到的轨道注入参数,卫星能够在保证姿态确定精度的同时,完成南北位置保持任务. 相似文献
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