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航天器质量特性参数的在轨辨识方法 总被引:4,自引:0,他引:4
针对高精度姿态和轨道控制要求准确已知航天器质量特性的问题,提出了基于参数解耦的最小二乘法和基于PSO的非线性优化两种方法,以辨识航天器的质量、惯量和质心位置。第一种方法将惯量与质量和质心位置解耦后分别辨识;第二种方法则将参数辨识问题转换为非线性系统的全局优化问题,同时辨识出所有参数。所提出的方法均不需要假设航天器运动足够慢,克服了以往方法将待辨识参数的耦合关系强行分离的缺点,采用辨识后的参数明显提高了航天器姿态及轨道控制性能。仿真结果验证了方法的有效性。 相似文献
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《航天器系统工程》以系统工程设计和工程实现为主线,全面地讲述航天器系统工程领域的基础知识,主要内容包括:空间环境及其对航天活动的影响、航天器动力学、航天任务分析、航天器姿态与轨道控制、航天器结构与机构、航天器热控制、航天器电源技术、航天器遥测遥控与空间数据系统、航天器通信、航天器天线、航天器电磁兼容性技术、航天器软件工程、航天器电测、航天器环境试验、航天器集成设计和多学科优化、航天器工程和航天器项目管理。本书是航天器型号总设计师、总指挥及型号科技人员和管理人员学习掌握航天知识的重要教材,也可作为从事航天型号研制(技术和管理人员)及大学航天专业教学和科研工作人员的参考书。 相似文献
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卫星有效载荷的地位和作用 总被引:2,自引:0,他引:2
1 有效载荷的慨念有效载荷是是指空间航天系统中能直接产生满足人类文明进步和社会日渐繁荣需求的输出的仪器、设备或装置等物质性有效载荷和执行航天任务的人及其装备组成的航天员系统。广义说来 ,对运载器 ,其所运送的空间飞行器 (载人的或不载人的 )是其有效载荷。文章不讨论这一意义上的有效载荷。狭义说来 ,狭义范围的航天器 (空间飞行器 )包括航天器平台和有效载荷。航天器上用于保证与支持有效载荷工作的仪器设备和系统称为航天器的服务与支持系统 ,包括热控制 ,姿态与轨道控制 ,遥测与遥控 ,能源 ,天线 ,数据管理等。航天器服务与… 相似文献
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针对三轴姿态稳定卫星,推导了在考虑航天器姿态控制偏差时轨道控制偏差的计算公式。在考虑脉冲推力情况下得到了存在姿态控制偏差时的轨道控制误差,并分析了姿态控制稳定度导致的轨道参数偏差对星座结构稳定性的长期影响。最后对姿态控制稳定度导致的星座结构稳定性的长期影响进行了仿真分析。 相似文献
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空间结构轻量化的新进展 总被引:4,自引:0,他引:4
空间结构轻量化的新进展朱毅麟实现航天器的小型、轻量、低成本以至微型化,以便以较大的频度进行航天发射,从而提高效费比,这是即将来临的21世纪航天技术发展的战略目标之一。航天器是由有效载荷、结构、热控制、电源、姿态与轨道控制、数据管理、跟踪与遥测遥控以及... 相似文献
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空间遥操作机器人系统控制参考模型 总被引:3,自引:0,他引:3
从分析智能系统中智能行为机制人手,研究了智能系统中自组织单元基本结构,基于智能工程中的集成单元结构,提出了遥操作机器人系统的递阶嵌套控制参考模型,并应用到遥操作空间机器人模拟实验中,完成了模拟舱内作业任务,验证了其实用性。 相似文献
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航天器自主控制与智能信息处理技术 总被引:2,自引:0,他引:2
首先从系统的体系结构出发 ,将自主控制系统划分为分层递阶型、包容型、混合型三种基本形式和多智能代理结构的复杂形式 ,然后分别讨论对一般轨道飞行航天器、多个航天器所组成的空间网络、星球表面探测系统和空间机器人等几类不同对象进行自主控制的特点 ,最后论述自主控制对智能信息处理技术的基本需求并提出有关的关键技术 相似文献
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针对二体轨道模型,设计了一种时间固定点对点多冲量轨道机动的智能规划算法。算法基于非线性规划理论和启发式智能搜索技术,采用随机A*扩展树法保证优化的全局性,并利用逐步二次规划法(SQP)来保证结果的局部数值精确性。整个算法具有较好的智能自主性。最后通过数值仿真验证了算法的可行性。 相似文献
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红外型空空导弹智能制导律研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文论述了红外型空空导弹应用智能控制的理论基础及结构特点,以多级智能控制的框架和机理设计出以比例导引为主、智能控制为辅的变指令智能制导律,并编制计算机软件以数字仿真的形式验证变指令智能制导规律的有效性和可行性 相似文献
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针对嫦娥四号着陆器环月飞行阶段的轨道,开展基于多普勒测量数据的精密轨道计算与精度分析。首先给出了多普勒测量数据的精确观测建模方法。然后,从着陆器姿控力影响,重叠弧段轨道比较,以及独立轨道比较几个方面开展计算与分析,结果表明:姿控喷气会对探测器产生细微的加速度,对轨道计算产生20~50 m的影响;通过重叠弧段的比较,稳定飞行阶段多普勒数据独立解算轨道的精度优于30 m;与测距与VLBI测量联合解算轨道的比较,轨道之间的差异小于50 m。 相似文献
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This paper presents a basic concept to derive an orbital control strategy to achieve the full deployment and the geostationary station keeping of a space elevator during its initial cable deployment. The space elevator model is composed of a main spacecraft, a sinker mass and a massive cable connecting them. The cable elasticity, flexibility and taper of the cross-sectional area are omitted for simplification. A reference trajectory is designed so that the space elevator and its center of mass ascend vertically along the geostationary position with keeping the geostationary orbital rate. From the reference trajectory analyses, an orbital control that leads the space elevator orbit to the reference one is derived. However it is found that the reference trajectory is unstable throughout the deployment and a linear feedback control is introduced for stabilization. It is also clarified that the libration destabilizes the orbital control because the orbital acceleration caused by the libration always acts in the opposite direction to the orbital control. Therefore, a libration control is also introduced to stabilize the coupled orbital and librational motions. Numerical simulation result clearly shows that these controls facilitate the full deployment and the geostationary station keeping of the space elevator within the feasible thrust force and amount of propellant. 相似文献
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This paper proposes the application of a nonlinear control technique for coupled orbital and attitude relative motion of formation flying. Recently, mission concepts based on the formations of spacecraft that require an increased performance level for in-space maneuvers and operations, have been proposed. In order to guarantee the required performance level, those missions will be characterized by very low inter-satellite distance and demanding relative pointing requirements. Therefore, an autonomous control with high accuracy will be required, both for the control of relative distance and relative attitude. The control system proposed in this work is based on the solution of the State-Dependent Riccati Equation (SDRE), which is one of the more promising nonlinear techniques for regulating nonlinear systems in all the major branches of engineering. The coupling of the relative orbital and attitude motion is obtained considering the same set of thrusters for the control of both orbital and attitude relative dynamics. In addition, the SDRE algorithm is implemented with a timing update strategy both for the controller and the proposed nonlinear filter. The proposed control system approach has been applied to the design of a nonlinear controller for an up-to-date formation mission, which is ESA Proba-3. Numerical simulations considering a tracking signal for both orbital and attitude relative maneuver during an operative orbit of the mission are presented. 相似文献