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391.
Constant thrust fuel-optimal control for spacecraft rendezvous 总被引:1,自引:0,他引:1
Yongqiang Qi Yingmin Jia 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2012
In this paper, constant thrust rendezvous is studied and the optimal rendezvous time is calculated by using continuous genetic algorithm. Firstly, the relative position parameters of the target spacecraft are obtained by using the vision measurement and the target maneuver positions are calculated through the isochronous interpolation method. Then, the results of the calculation of constant thrust rendezvous is founded by processing with multivariate linear regression method. Next, a new switching control law is designed based on the thrust acceleration sequence and the on time of thrusters which can be computed by the time series analysis method. The perturbations and fuel consumptions are addressed during the computation of the on time of thrusters. 相似文献
392.
A.A. Sukhanov A.F.B.A. Prado 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2012
A simple and effective mathematical method to calculate optimal station-keeping manoeuvres by means of electric propulsion is suggested. The method is based on a linearization of the satellite motion near a reference orbit. Two versions of the method allow station keeping both in an assigned position and in any position of the orbit. The method is fully analytical for the two-body problem and takes a simpler form for the circular assigned orbit. The suggested method may also be used in the case when constraints are imposed on the thrust direction due to specific features of the satellite stabilization mode. An application of the method to any force field is shown. Illustrative examples of satellite station keeping in a circular orbit are given. Both cases of the station keeping, i.e., in an assigned position and in an assigned orbit, are considered without and with a constraint on the thrust direction. 相似文献
393.
以连续小推力航天器为背景,提出了综合考虑星载加速度计和推力器在轨标定的自主导航方案。首先以精确姿态测量和引力梯度模型为标定参考信息源,建立了包含加速度计参数、推力器参数以及光压系数的完整参数测量模型;然后基于天文导航方法建立了自主导航系统状态模型和观测模型;表明各状态和参数的能观性后,采用了具备良好计算效率和鲁棒性的双重无迹卡尔曼滤波方法进行状态和参数联合估计。分析与数值仿真表明,该方法通过结合参数在轨标定直接提高了导航模型精度,在工程应用中具备可行性和有效性。 相似文献
394.
395.
396.
针对日-地Halo轨道到日-火Halo轨道的小推力轨道转移问题,给出一种基于不变流形理论和Gauss伪谱法的优化设计方法。首先,在日心惯性坐标系中建立小推力轨道优化模型,并基于不变流形理论给出轨道转移中流形出口和入口的选择原则,应用该原则在日-地系统中选择流形出口,在日-火系统中选择流形入口,并将其作为轨道转移的初末状态;然后基于Gauss伪谱法将最优控制问题离散化为非线性规划(NLP)问题,并采用基于逆多项式的形状算法给出了NLP初值的计算方法;最后对该轨道转移问题进行了数学仿真。仿真结果表明:Gauss伪谱法可有效用于小推力日-火Halo轨道转移的优化,且采用逆多项式形状算法得到的初值具有初始误差小,使得NLP收敛速度快的特点。 相似文献
397.
燃气喷射推力矢量喷管气固两相流数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
利用Euler-Lagrangian方法模拟了固体火箭发动机燃气喷射推力矢量喷管气固两相内流场,研究了固体颗粒对喷管推力矢量性能的影响.气相采用Roe格式和MUSCL (monotone upstream-centred schemes for conservation laws)插值进行空间2阶迎风离散,时间推进采用隐式时间格式;固体颗粒相采用随机轨道模型计算颗粒轨迹,并与气相进行双向耦合.结果表明:固体颗粒的存在使弓形激波强度增强,但降低了推力矢量角和推力系数;颗粒质量分数相同时,粒径越大,推力矢量角和推力系数越大;颗粒直径相同时,颗粒质量分数越大,推力矢量角和推力系数越小. 相似文献
398.
二次流喷口形状对激波矢量控制喷管推力矢量特性影响 总被引:1,自引:1,他引:0
基于CFD数值模拟技术,考虑变比热比及温度对黏度的影响,针对二次流喷口主要几何参数(二次喷射角度及喷口无量纲展向长度)在不同喷管落压比、二次流压比工况下对激波矢量控制喷管三维流动特性及推力矢量特性进行分析.研究表明:喷射角度增加,二次流喷射前主分离线前移,激波角度增加,在较小的二次流压比下随着喷射角度增加,推力矢量角增大,二次流压比为1.0和1.2时,存在最佳的喷射角度使得推力矢量角最大;喷口无量纲展向长度小于1.0时,喷口前分离涡演变为马蹄涡,并在喷口下游诱导尾涡,二次流压比大于0.6时随喷口无量纲展向长度增大,推力矢量角度增加. 相似文献
399.
针对非合作空间目标轨道机动检测问题,创新性地提出具备普适性的不同推力下的轨道机动检测算法与检测流程。首先给出不同推力作用下轨道机动动力学模型,在此基础上提出普适性轨道机动检测策略,包括:全模型地基与天基观测数据仿真策略,数据处理软件平台,脉冲推力、连续大推力与连续小推力轨道检测算法与流程,精度评估策略。该策略利用不同推力作用下的检测算法与流程,可以满足多数非合作目标轨道机动检测需求。结合地基与天基观测数据,仿真分析不同推力下的非合作目标轨道机动检测情况与轨道精度恢复情况,结果表明该策略能对轨道机动进行有效检测,为工程实际提供了有益借鉴。 相似文献
400.