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航天器相对运动水滴型悬停轨道研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对航天器相对运动的C-W方程进行了分析,提出了航天器相对运动轨道设计中的一种水滴型悬停轨道,能够实现航天器相对空间目标在一定范围内进行悬停,并且只需使用脉冲速度增量控制即可实现长时间的悬停。文章对悬停轨道的悬停周期与目标航天器轨道参数和悬停位置的关系,以及悬停控制所需的速度增量ΔV进行了分析,给出了进行悬停轨道选择及设计的工程方法,并对C-W方程的状态转移矩阵进行了推导,得到了由常规的后方伴飞轨道使用脉冲速度控制方案进入目标星正下方的悬停位置的初始速度增量、转移时间及末端速度增量。根据分析结果,水滴型悬停轨道有利于工程实现,其设计方法可以应用于航天器在轨服务、侦察、巡视等任务的轨道设计。 相似文献
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针对J2摄动和大气摄动导致低轨编队卫星构型破坏的情况,基于高斯摄动方程给出了以平均轨道根数为被控制量的脉冲控制模型。利用法向脉冲调整轨道倾角和升交点赤经偏差,在轨道上2个位置施加径向和切向脉冲调整其余轨道根数偏差从而修正卫星编队构形。最后通过数值仿真验证了算法的简单性、有效性。 相似文献
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受控卫星动力学模型中推力加速度的量级远远高于其他摄动的误差量级,观测量主要反映受控卫星动力学模型的误差。本文以跟踪和精确定位空间机动目标为目的,给出基于地面雷达观测,实时估计推力加速度,修正卫星动力学模型的轨道确定算法。通过建立连续推力控制过程变质量动力学模型,给出常推力变加速度满足的运动学微分方程; 建立变加速度估计系统状态方程,和扩展卡尔曼滤波轨道确定算法; 并给出连续推力控制卫星运动状态关于推力加速度的变分运动方程; 实际飞行控制应用表明: 利用地面测量数据,实时估计推力加速度并补偿系统动力学模型,解决了连续受控卫星轨道精确确定问题。 相似文献
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伴随卫星在空间站系统中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
一、引言建造大型空间站是新世纪各主要空间大国的重要任务之一,然而在技术上却还存在许多尚未解决的新问题等待人们去研究、去解决,其中一个关键性的问题就是空间站伴随卫星技术问题。纵观近30年来空间站技术发展的历史,只有前苏联和美国两个国家先后发射了礼炮系列空间?.. 相似文献
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《Acta Astronautica》2007,60(8-9):631-648
This paper investigates the problem of continuous-thrust orbital transfer using orbital elements feedback from a nonlinear control standpoint, utilizing concepts of controllability, feedback stabilizability and their interaction. Gauss's variational equations (GVEs) are used to model the state-space dynamics of motion under a central gravitational field. First, the notion of accessibility is reviewed. It is then shown that the GVEs are globally accessible. Based on the accessibility result, a nonlinear feedback controller is derived which asymptotically steers a spacecraft form an initial elliptic orbit to any given elliptic orbit. The performance of the new controller is illustrated by simulating an orbital transfer between two geosynchronous Earth orbits. It is shown that the low-thrust controller requires less fuel than an impulsive maneuver for the same transfer time. Closed-form, analytic expressions for the new orbital transfer controller are given. Finally, it is proven, based on a topological nonlinear stabilizability test, that there does not exist a continuous closed-loop controller that can transfer a spacecraft onto a parabolic escape trajectory. 相似文献
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针对GPS卫星有效载荷的对抗需求,研究了GPS卫星有效载荷对抗技术。介绍了GPS卫星有效载荷技术的演化及其技术特征,根据GPS卫星系统的特点提出了基于伴星平台的天基反GPS卫星对抗系统方案,分析了GPS卫星信号的侦察和干扰技术。 相似文献
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基于气动辅助变轨的变气动外形飞行器概念研究--最优控制律问题 总被引:3,自引:0,他引:3
从一个天地往返飞行器的上升轨道和再入返回轨道的优化,以及适用不同飞行任务的变轨要求的气动外形问题,提出一项基于气动力辅助变轨的变气动外形飞行器的新概念研究。对于一个固定气动外形飞行器要同时满足上升轨道有效载荷最大和再入轨道热流峰值、过载峰值及机动性能约束下的成本最低往往是困难的。若同时满足不同飞行任务:飞往太空站的运输任务,空间拦截和交会机动巡航任务及星际探测任务,则更为困难,实际上是不可能的。文章研究基于气动力辅助变轨,在热流约束下,气动外形参数变化对最优控制的影响。其结论为:热流约束下的最优控制解,包括考虑推力协同变轨,除了在非约束弧的滚转角不直接受气动外形影响外,其余的控制律,升力系数和滚转角都是气动外形参数和攻角的函数。因而变气动外形可作为一项新技术,即通过气动外形参数变化和相应的变轨策略而获得性能和成本都最佳的用途很广的一种新型飞行器。 相似文献
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围绕航天器快速精确轨道机动问题,探讨在持续小推力作用下,航天器轨道机动中时 间和能量综合最优控制的技术和方法。基于Pontryagin最小(大)值原理,针对目标轨道为平 面和空间椭圆的情况,推导了时间-能量综合最优控制的Hamilton正则方程组、终端条件 、横截条件和最优控制的表达式,应用数值方法求解正则微分方程组的两点边值问题,得到 了最优控制的数值解,包括最小时间、最小能量、最优轨道、最优控制时变曲线和最优反馈 控制曲线等,实现轨道机动最优控制的精确数值模拟。从数值结果的对比分析中得出了一些 有意义的结论,可供工程实际参考。
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《Acta Astronautica》2004,55(11):917-929
As a countermeasure for suppressing space debris growth (P. Eighler, A. Bade, Chain Reaction of Debris Generation by Collisions in Space—A Final Threat to Spaceflight? in: 40th Congress of the International Astronautical Federation, IAA-89-628, October 1989), the National Aerospace Laboratory of Japan is investigating a satellite capture, repair and removal system for non-cooperative satellites, part of which involves assessing the viability of electrodynamic tether (EDT) technology as an orbital transfer system. In this paper, some results concerning the time required to remove existing satellites, the behavior of flexible tethers during the debris separation phase, and orbital transfer strategies of EDT systems during space debris removal operations are described. From numerical simulations, it is found that EDT systems can transfer satellites from LEO to orbits with a short lifetime within a realistic timeframe. It is also found that the stability of EDT systems is compromised when debris separation occurs both while a tether current is running and when the ratio of the end mass to that of the service satellite is high. To ensure stability, the end mass should be selected from the target debris group with due regard for the maximum possible mass that can be maneuvered safely. Moreover, it is also found that orbital elements (a, e, i) can be changed independently with an adequate current control strategy. 相似文献
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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