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针对载人月球极地探测任务,对定点返回轨道优化设计问题进行了研究。根据月球极地轨道的特性,介绍了三种返回轨道机动方案。结合三脉冲变轨方案,采用了从初步计算到精确计算的串行求解策略,对定点返回轨道进行优化设计。初步计算阶段,建立了基于近月点伪参数的三段二体拼接模型,将三脉冲机动段与月球逃逸段解耦,求解轨道初值;精确计算阶段,提出了两段拼接方法,分别进行逆向和正向高精度数值积分。经过仿真测试,验证了该策略求解的有效性和准确性。最后,通过大量的仿真计算,分析了定点返回轨道的特性。研究结论对未来载人月球极地探测定点返回轨道方案的设计具有重要的参考价值。 相似文献
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在空间站的运行中,当某些无法预测的因素导致空间站突然失效时,如能及时从地面发射救援飞行器救援,则可以保障航天员的生命安全和避免重大经济损失。在发射点和救援飞行器调相能力确定的情况下,可以对运载火箭的异面调整能力进行分析和计算,以确定24小时内对空间站救援的发射窗口。 相似文献
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仅测角导航的自主交会闭环控制偏差分析 总被引:1,自引:0,他引:1
基于仅测角的相对导航技术是降低航天器相对导航系统复杂性和成本的有效手段。在仅测角相对导航模式下,对自主交会闭环控制过程的状态偏差进行了分析和仿真。基于相对动力学方程,建立了以仅测角为测量参数的非合作式相对导航模型。采用脉冲闭环控制方式,对追踪器在仅测角导航条件下的相对导航协方差及相对运动轨迹控制协方差进行了分析。最后,采用数值仿真手段,对自主交会闭环控制过程的导航和轨迹控制协方差特性进行了分析,并通过100次Monte Carlo打靶仿真验证了轨迹控制协方差分析的正确性。 相似文献
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研究了追踪航天器逼近无控旋转目标航天器的安全制导问题,逼近过程中,追踪航天器需要躲避空间中的障碍物,同时需要避免与目标航天器的太阳能电池帆板和天线等附件发生碰撞。建立了视线坐标系下的两航天器间的相对运动方程,采用四元数描述目标航天器的姿态运动。将参考位置设为引力源,设计了吸引势函数。针对安全逼近问题,建立了球面安全区和锥面安全走廊,设计了安全势函数。将障碍物假设为具有一定半径的球体,设计了障碍物势函数。吸引势函数、安全势函数和障碍物势函数一起组成了混合势函数。为了解决整个势场中除参考位置外还可能存在其他局部极小点问题,对混合势函数进行了修正,保证参考位置位于混合势函数的最低点。利用Lyapunov稳定性理论对混合势函数进行了稳定性分析,推得符合要求的控制加速度,使追踪航天器沿着混合势函数的负梯度方向逼近无控旋转目标航天器。最后通过数值仿真验证了该方法的有效性。 相似文献