常推力作用下飞行器固定时间最优交会

研究了在常推力作用下,两个空间飞行器的固定时间最省燃料交会问题。通过对飞行器交会过程中最优推力弧段的研究,给出了关于飞行器的最优推力弧段的几个性质。这些结果为空间飞行器交会对接的工程设计提供了理论依据。     

空间碎片失效概率分析软件标准的校验

空间碎片失效概率分析软件是“空间碎片防护设计软件包”的重要组成部分。文章简单介绍了失效概率分析软件的组成结构,并根据国际标准对失效概率分析软件进行详细校验。     

论月球资源和航天月球探测

月球有珍贵的信息资源 ,丰盛的物质资源 ,奇特的环境资源和高远的位置资源。月球是航天深空探测的重点天体。长久以来的天文观察和最近 4 5年来的航天探测 ,已使人类对月球的面目有了相当多的认识。     

一种用于航天器飞控演练的数管模拟器设计

飞控模拟器用于航天器飞控任务的演练,对确保飞控任务安全可靠起着关键作用.数管模拟器是飞控模拟器最重要的组成部分之一,用于模拟航天器的遥测、遥控、信息处理和传输等功能.文章介绍了一种航天器数管模拟器设计方案,它由通用工控机、通用和专用板卡、数管仿真软件几部分组成,具有真实性高、通用性高、灵活性高的特点,已在嫦娥一号和嫦娥...     

无控航天器与空间碎片再入的工程预测方法研究现状

无控航天器、火箭末级以及空间碎片再入地球大气层后可能未烧尽,残存的小碎片高速撞击地面,对人类安全和生态系统构成极大威胁。提前预测其再入轨迹并采取预防措施能够有效降低地面风险。文章对无控航天器和空间碎片再入工程预测模型,包括航天器模型、动力学模型、气动热模型和烧蚀解体模型的研究现状进行跟踪与总结,也介绍了国内外有公开资料的工程应用软件,并讨论若干关键问题和进一步研究方向。     

首次交会对接任务发射场加注安全保障改进

载人航天器加注是航天器研制过程中安全风险最高、危险作业工序最多的环节,必须采取严密的安全防护措施,确保万无一失.通过实践探索积累经验,全面周密的设计论证,对原有加注硬件条件进行改造,工作流程进行优化,从而大幅提高本质安全度,并在首次交会对接任务中加以应用和验证,取得了良好的效果,圆满完成了“天宫一号”、“神舟八号”发射...     

基于双滤波器的高精度目标跟踪估计方法

针对连续推力的合作航天器,采用双重无迹卡尔曼滤波(DUKF)算法估计其状态和加速度。通过状态滤波器和参数滤波器的配合,提升滤波精度,完成运动状态和参数的估计,从而实现合作目标的运动轨迹跟踪。与合作航天器相比,非合作航天器存在大小未知、发生时刻未知的机动,无法获得加速度,且信息获取和运动状态的估计难度大。针对非合作航天器,基于简化的相对运动方程,结合天基平台获得目标的观测信息,采用两个扩展卡尔曼滤波(EKF)及基于半正焦弦的机动检测策略实现多未知脉冲机动的运动状态的估计。仿真结果表明：相比于无迹卡尔曼滤波（UKF）,DUKF在对合作航天器的状态和加速度估计方面具有更快的收敛速度和更高的滤波精度;对于存在未知机动的非合作航天器,通过对比验证机动检测策略与滤波器切换策略相结合的方法的有效性,该方法能够检测到多次机动并且减少误判。     

基于碰撞检测的空间超大规模航天器拼接曲面优化

针对模块航天器在轨拼接曲面优化、曲率极值问题,提出了一种基于模块间隙约束的“球冠-平面”辅助映射法,该方法不仅可以规划模块航天器如何构成目标曲面,还可以获得该曲面的极值。该方法以正六棱柱模块航天器为单位模块,将模块按由“球冠-平面”映射的圈层排列张成目标球面,构建了拼接曲面的数学模型。鉴于工程上对机构调整有限导致的相邻模块间隙限制问题,在算法中引入了碰撞检测(DC)约束参数;通过遗传算法寻优,获得目标曲面布局的最优解。最后仿真表明:该算法可以有效获得曲面布局的最优解。     

星敏感器姿态测量相对基准偏差在轨标校方法研究

摘要： 对航天器星敏感间姿态测量基准偏差在轨标校及性能评估问题进行研究.建立包含敏感器安装误差与测量误差的星敏感器模型,针对两种不同形式的安装误差模型,推导出相应的观测方程,基于卡尔曼滤波方法设计相对基准偏差估计器,并比较分析两种估计器实际应用特点.然后针对在轨实际应用,给出一种基于敏感器光轴夹角的标校性能评估方法,通过数学仿真验证星敏感器相对基准偏差的标校的有效性,并基于在轨数据的标校应用获取相对基准偏差在轨特性.     

Twistor-based synchronous sliding mode control of spacecraft attitude and position

A synchronous control of relative attitude and position is required in separated ultra-quiet spacecraft, such as drag-free, disturbance-free, and distributed spacecraft. Thus, a twistor-based synchronous sliding mode control is investigated in this paper to solve the control problem of relative attitude and position among separated spacecraft modules. The twistor-based control design and the stability proof are implemented using the Modified Rodrigues Parameter (MRP). To evaluate the effectiveness of the proposed control method, this paper presents a case study of separated spacecraft flying control considering the mass uncertainty and external disturbances. In addition, a simulation study of the Proportional-Derivative (PD) control is also presented for comparison. The results indicate that the twistor-based sliding mode controller can ensure global asymptotic stability. The states converge fast with ultra-precision and ultra-stability in both the attitude and position. Moreover, the proposed twistor-based sliding mode control system is robust to the mass uncertainty and external disturbances.