共查询到19条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
2.
3.
4.
5.
针对现有观测卫星近距离观测研究较少关注详查等任务特性的现状,设计分析了可实时、全覆盖、近距离观测空间目标的卫星编队构型。综合考虑绕飞相对轨道运动、传感器视场参数、旋转目标坐标转换等因素,简化了空间目标模型,将其表面进行网格离散。分析了各网格被单颗观测卫星观测的情况,统计详查覆盖率、详查最短时间,分析不同绕飞距离对任务特性的影响;设计卫星观测光轴转动策略和多星编队协同观测策略,通过数值算例分析不同策略对卫星近距离观测任务的影响。结果表明:所设计的绕飞编队观测构型可满足实时、全覆盖观测空间目标的要求,可应用于绕飞监测、协同操作等近距离空间在轨操作任务。 相似文献
6.
一种绕飞编队卫星星间链路系统的总体设计方法 总被引:2,自引:1,他引:1
为了建立高精度相对定位编队卫星的星间链路,提出了一种基于GPS的绕飞编队卫星星间链路系统设计方法。针对我国首次以InSAR为背景的任务,以某绕飞编队星座星间链路系统总体方案为例,利用STK/MATLAB分析软件,对天线覆盖区与组阵进行了仿真分析,并根据分析结果做了系统优化,包括星间轨道构型、天线设计组阵图、天线安装位置、链路预算、星间通信措施设计分析以及电磁兼容性分析等。结果表明:基于GPS的编队卫星能够从系统角度优化设计建立星间链路,从而完成编队跟飞、绕飞期间的星间通信与测量任务,为卫星建立星座构型、相对定位测量提供了可靠、稳定的传输通道。该设计方法可为同类卫星或其他类型卫星星间链路系统设计提供参考。 相似文献
7.
8.
绕飞轨道控制是追踪器与非合作目标进行自主交会对接的关键技术。本文针对同轨道平面的绕飞问题,根据双冲量轨道逼近动力学特性,将绕飞轨道分解为两个逼近轨道,采用有摄动情况下双冲量轨道逼近改进算法实现绕飞轨道控制。绕飞控制时,在轨道误差范围内,数次冲量累计同时施加,减少由于单次冲量小而造成的较大相对误差。最后进行了数学仿真,仿真结果表明该算法能实现绕飞轨道控制,具有设计简单、燃料消耗少的特点。 相似文献
9.
10.
航天器快速绕飞任务的六自由度滑模控制研究 总被引:3,自引:0,他引:3
随着航天器在轨服务的发展,快速绕飞成为当前航天任务设计的一个重要课题.快速绕飞采用受限相对运动轨迹,为了实现任务目标需要考虑航天器位置与姿态的六自由度耦合控制问题.采用滑模变结构控制理论,解决了航天器快速绕飞的六自由度推力控制问题.首先.从完全非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态运动学方程出发,建立了包含未知有界干扰的六自由度动力学模型,该模型形式简单,适用于任意偏心率的目标轨道;其次,以圆形绕飞为例,给出了任意方位快速绕飞轨迹的数学表示和任意位置期望姿态的计算模型;然后,考虑航天器形状及推力器配置,应用滑模变结构控制的趋近律方法,设计了对未知有界干扰具有鲁棒性的控制律.最后的仿真算例验证了控制律的有效性. 相似文献
11.
12.
13.
在现代卫星摄影测量中,由多颗小卫星组成的卫星编队具有比单颗卫星更优越的性能,能提供更高的空间分辨率和时间分辨率。通过对绕飞编队特性的研究,提出了一种适于摄影测量的卫星绕飞编队构形。该卫星编队具有空间构形不变、覆盖范围大,图像比例尺一致等优点。对地三维定位仿真的实验结果表明:基于卫星编.队拍摄的具有航向和旁向充分重叠的区域网图像,在摄像机光心坐标精确确定的条件下,利用光束法区域网平差就可以确定地面目标点坐标,即用空中控制完全代替地面控制是可行的。 相似文献
14.
Magnetospheric MultiScale(MMS)任务利用椭圆轨道远地点附近的正四面体航天器编队,协同完成对地球磁层结构和动力学特性的测量和分析。采用基于轨道根数的相对运动模型,分析了主航天器轨道根数对J2项影响下四面体平均性能指标——质量因子均值和平均边长均值的影响规律,并由此提出一种编队轨道优化设计方案,将其应用于第1阶段MMS任务的四面体构形设计中。该方案的设计变量包括主航天器的6个轨道根数和3个从航天器的15个相对轨道根数(除相对半长轴外),目标函数既考虑到四面体编队的平均性能,又兼顾了3个从航天器相对运动的受摄影响。仿真算例显示,在不施加主动控制的条件下,利用该方案设计远地点附近平均性能保持最优的四面体编队是可行的。 相似文献
15.
用于对地观测定位的编队飞行卫星群轨道构形设计 总被引:3,自引:2,他引:3
编队飞行卫星群是一组小卫星,它们具有短的相对距离、相等的轨道半长轴和微小差别的其它轨道要素,它们形成相互伴随运动,并且具有一定的构形。提出将编队飞行卫星群的轨道设计技术应用于对地观测定位卫星系统中。根据设想的要求,针对由四颗伴随卫星围绕基准卫星(或一个虚拟的中心)飞行的轨道设计案例,初步分析了编队飞行卫星群的构形保持,地球引力和大气阻力的摄动影响等问题。 相似文献
16.
提出了一种在整个轨道周期内沿轨迹向和垂直轨迹向均存在稳定基线组合的三星编队,并在考虑J2摄动基础上给出了其轨道设计方法。依据系统任务要求给出了该队形设计的约束条件,初步确定了编队的平均轨道参数。为了使得空间基线在摄动情况下保持相对稳定,对卫星平均半长轴进行了小量修正。最后在卫星工具包(STK)下进行了高精度轨道仿真验证。结果表明,该方法设计的编队初始轨道参数能使空间基线保持稳定,在一个轨道周期内,垂直轨迹方向存在两条相同的稳定基线,沿轨迹方向存在一条稳定基线和两条周期性变化基线,能够同时满足DEM和GMTI任务要求。 相似文献
17.
首先对一般运动学方法在进行近赤道卫星编队相对运动分析和轨道设计时存在的问题进行了分析 ;其次介绍了一种基于零倾角轨道变换的运动学新方法 ,用其对近赤道卫星编队中参考卫星轨道倾角对环绕卫星轨道根数的影响进行了研究 ;最后对零倾角卫星编队相对运动方程的线性化误差进行了理论分析 ,并利用数值仿真对两种运动学方法的相对运动方程线性化误差进行了比较分析。数值仿真的结果表明 :由基于零倾角轨道变换运动学方法得到的相对运动方程的线性化误差不随参考卫星轨道倾角改变 ,而由一般运动学得到的相对运动方程的线性化误差随着卫星编队接近赤道而呈非线性增大。 相似文献
18.
针对近地轨道分离模块航天器集群,考虑航天器之间面质比差异,提出一种能在较长时间内维持两星之间相对距离的松散队形设计方法。该方法以相对偏心率向量和相对轨道倾角向量描述松散队形,以两颗卫星之间的轨道长半轴之差和相对相位角之差为优化变量,并且通过设置虚拟空间圆解决避碰问题,保证在考虑气动力摄动的情况下,异构航天器松散编队能够有较长时间满足距离要求。仿真研究表明,针对轨道高度为500 km的参考轨道,当两星面质比分别为0.003 m 2/kg和0.0032 m 2/kg时,两颗卫星之间的距离能够在50天内处于200 m到20 km之间。 相似文献