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环月快速交会调相策略设计与任务分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《载人航天》2017,(1)
针对未来载人登月任务中登月前环月轨道交会对接与组装问题,基于我国现有近地两天交会对接飞行方案,设计了环月轨道一天快速降轨交会任务的调相变轨方案,采用四脉冲修正特殊点变轨算法进行求解。分析了快速交会的调相终端控制精度、最优初始相位角范围等任务特性参数,给出了满足调相段终端控制精度所需要的定轨精度,分析了环月轨道倾角、调相段终端瞄准相对状态和调相时间对最优初始相位角范围和变轨总速度增量的影响规律。仿真结果表明,实施环月快速交会任务,要求追踪器与目标器的定轨精度均较高,但追踪器的最优初始相位角范围较大。 相似文献
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针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题。设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化。设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合。交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务。 相似文献
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交会对接任务轨道控制规划设计与实施简 总被引:1,自引:0,他引:1
针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题.设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化.设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合.交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务. 相似文献
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嫦娥五号任务实现了国际首次月球无人轨道交会对接,本文详细介绍了其最终飞控实施所采用的交会导引策略的设计模型、方法和工程实现考虑。讨论了嫦娥五号月球轨道交会任务的工程设计约束和关键参数的确定,提出了一种月球轨道交会的交班点确定方法。提出了一种新的四脉冲交会策略,通过引入径向变轨控制量,固定各次变轨点位置,解决了在月球背面测控遮挡约束下确保各次变轨全过程测控可见的工程难题。针对新四脉冲方案,采用近圆轨道偏差方程提出了一种新的初值求解方法,构造了基于微分修正的精确数值求解算法,并推导了求解所需的状态转移矩阵的解析表达形式。建立了测控约束下的交会导引约束优化模型,获得了测控约束下的最优能量解,并揭示了问题的全局特性规律。给出了所提出方法在嫦娥五号实际任务中的应用,验证了此方法的正确性。 相似文献
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《载人航天》2019,(4)
针对载人月面上升交会任务对任务快速性和自主性的高要求,基于共椭圆交会方案,将提升任务自主能力的相对测量条件和航天员的操控特点量化为着陆器与目标飞行器的相对几何约束,设计了载人月面上升交会轨道的参数。首先建立了载人月面上升交会飞行过程的时间、相位和速度增量解析模型,然后提出了相对几何约束模型,最后分析了入轨相位差随Lambert转移轨道半长轴单调递增的规律,提出了通过确定边界值来快速求解可行域的方法。仿真验证了方法的有效性,计算分析了任务周期、速度增量、相对距离在可行域内的取值情况,结果表明当目标环月轨道高度取300 km时,过渡轨道不应低于220 km,相对测量范围至少750 km。 相似文献
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《载人航天》2017,(2)
快速交会远程导引段轨道机动过程中,交会时间受限、考虑测控约束的最小燃料消耗脉冲交会属于多变量优化问题,需要建立一种混合的优化算法对问题求解。建立了基于Lambert双脉冲的多脉冲快速变轨策略模型,给出一种三步串行的混合智能优化算法对模型进行求解。首先利用粒子群算法搜到全局最优解的近似解;然后以全局最优解的近似解作为二体模型的初解,用序列二次规划算法对全局最优解的近似解进行局部优化,所得解为精度较高的精确解;最后以二体模型下所得的解为初值,用最小二乘法解非线性摄动约束的快速交会问题。使用三步串行的混合优化算法对基于轨道要素的变轨策略进行仿真验证与分析。仿真结果表明,该算法能够规划出椭圆轨道到圆轨道共面、两椭圆轨道异面以及考虑测控约束情况下的快速交会轨道机动策略。 相似文献
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全电推进卫星星上自主变轨,是全电推进卫星重要的发展方向。为了获得运算量小、计算简单、可以星上计算且变轨时间最短的小推力变轨策略,研究了Lyapunov反馈制导律和推力矢量分段固定法两种方法。基于Lyapunov反馈制导律的变轨策略,权重系数在地面进行优化,推力指向星上实时计算,在标称任务工况下变轨时间比理论最优解加长8.18%。推力矢量分段固定法变轨策略更为简单,每10天星上对两个关键控制参数Ψ1,Ψ2进行修正,推力指向变化规律恒定,变轨时间比理论最优解加长7.43%。两种方法都具有任务适应性好和计算简单的优点,Lyapunov反馈制导律对姿态控制能力要求较高,推力矢量分段固定法姿态控制要求容易满足,后者更适合于卫星应用。 相似文献
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针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法。高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小。通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障。 相似文献
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考虑潜在威胁区的航天器最优规避机动策略 总被引:1,自引:0,他引:1
随着一系列轨道转移飞行器的工程化实施,航天器可能面临的非合作交会威胁日趋严重。针对该问题,根据交会机动的特点定义了新的规避机动指标——潜在威胁区,相较于传统的相对距离和碰撞概率等规避指标,潜在威胁区更适合航天器在面对非合作交会追踪器时进行规避机动,能够有效提升航天器的抗交会能力。首先,建立追踪器多脉冲最优交会模型,以此为基础给出潜在威胁区的定义与计算方法;然后,以潜在威胁区弧长为优化目标,建立了目标器最优规避模型,采用遗传算法进行目标优化;最后,根据所建立的双层优化模型进行数值仿真,以初始相距100km为初始条件进行仿真并计算得到了使潜在威胁区为零所需规避脉冲值,验证了文中模型的正确性,结果显示所定义的潜在威胁区弧长随着规避脉冲的增大呈严格的单调递减关系。研究为在轨航天器在面对非合作交会时提供了有效的规避策略,提升了航天器的空间生存能力。 相似文献
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针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法.高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小.通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障. 相似文献
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《载人航天》2017,(5)
以降低空间站为共轨飞行器补给燃料时补给机动的轨道面外冲量为目标,提出共轨飞行器位置部署分析方法。以光学舱作为共轨飞行器实例进行研究,在分析光学舱补给任务基础上,设计了补给变轨方案。基于虚拟平面思想提出了光学舱共轨部署的拟共轨轨道概念,推导了零面外机动条件下光学舱相对空间站升交点部署位置的一般解析计算模型,并在圆轨道假设条件下得到了简化解析计算模型,最终得到光学舱相对空间站的相位与升交点赤经部署模型。仿真结果表明,光学舱部署位置解析计算模型可以满足工程需求,不同相位条件下升交点赤经部署结果与数值解的相对误差小于3%,采用该解析方法进行光学舱位置部署后,补给任务轨道面外机动降低至原冲量的3.5%以下。 相似文献
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