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针对空间交会视线相对运动动力学模型具有时变非线性和参数不确定性的特点,提出了一种基于非线性滑动模态的自主交会变结构制导算法。通过将视线运动模型划分为横向和纵向运动模型,分别设计了相应的非线性滑动模态。横向滑动模态是一种由视线角速率、视线角和时间构成的非线性函数,而纵向滑动模态则是由距离、速率以及时间构成的非线性函数。然后,根据Lyapunov稳定性理论分别推导了横向和纵向自主交会变结构制导规律。横向制导实现了带有末端方位角约束的自主接近;纵向制导保证了软交会所要求的距离和速度协同控制。仿真结果表明,设计的方法在只使用相对信息量的前提下克服了交会模型的耦合非线性和参数不确定性,并能适用于不同高度圆轨道和椭圆轨道上的V-bar和R-bar自主交会任务。 相似文献
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With a maximum time of 12 days out of ground contact and a round-trip light time as high as 56 minutes, The Near Earth Asteroid Rendezvous (NEAR) spacecraft requires a moderate degree of onboard autonomy to react to faults and safe the spacecraft. Beyond the basic safing requirements, additional functions are carried out onboard. For example, on-board calculation of the Sun, Earth, asteroid, and spacecraft positions allow the spacecraft to autonomously orient itself for science and downlink operations. On-board autonomous momentum management during cruise relieves Mission Operations from planning, scheduling, and carrying out many manual momentum dumps. During development, additional operations, such as center-of-mass management during propulsive maneuvers and optical navigation were also considered for onboard autonomy on the NEAR spacecraft, but were not selected. The allocation of functions to onboard software or to ground operations involved tradeoffs such as development time for onboard software versus ground software, resource management, life cycle costs, and spacecraft safety.After two years of cruise operations, considerable experience with the NEAR autonomy system has accrued. The utility of some autonomous capabilities is greater than expected, others less so. Software uploads increased spacecraft autonomy in some cases, and the impact on Mission Operations can be assessed. Allocation of functions between spacecraft autonomy and ground operation during development of future missions can be improved by applying the lessons learned from the NEAR experience. 相似文献
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高精度星光折射间接敏感地平的自主导航方法,目前被国内外尤为关注。本文通过对星光折射导航观测对象———导航星捕获的研究,采用了改进的三角匹配算法并结合恒星星表,确定出导航观测星星光方向,同时依据对飞行器在轨观测星的几何关系推导,利用Unscented卡尔曼滤波算法确定航天器的在轨位置和速度。该方法能比较真实地模拟飞行器实际在轨的导航情况。仿真表明,真实星表导航精度大于人造星场;通过比较导航系统捕获20,40,60,80颗折射星的4种情况,可知捕获到的导航星的数量越多,导航精度也随之提高。 相似文献
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非合作目标自主交会对接的椭圆蔓叶线势函数制导 总被引:3,自引:0,他引:3
针对非合作式航天器自主交会对接任务的安全性要求,提出了一种基于椭圆蔓叶线的人工势函数制导方法。首先根据视线坐标系建立了相对动力学方程与状态方程。进而应用人工势函数制导方法解决了非合作目标航天器自主交会对接与静态障碍物躲避问题,并且把势函数方法与椭圆蔓叶线函数相结合,解决了追踪航天器在接近目标航天器时运行在安全走廊中的安全性要求。应用Lyapunov稳定性理论证明了在所提出的制导方法控制下系统的稳定性。最后,用精确的数学模型进行了计算机数值仿真,验证了所提出的制导控制方法的正确性和有效性。
相似文献
相似文献
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根据垂直保护限准则,利用载波相位观测信息,提出一种用于飞机精密进近着陆阶段的GPS接收机自主完整性监测优化方法。该方法不增加外部观测量,将整个飞机精密进近着陆过程分成若干独立观测时段,时段中任意一个历元报警,则整个时段报警;在满足国际民航组织规定的每个时段误警率和漏检率设计指标前提下,时段误警事件是单历元误警事件的和事件,时段漏检事件是单历元漏检事件的积事件。试验结果表明,应用该优化方法,在垂直方向上,漏检概率由时段的1×10~(-9)/15s增加到单历元的1×10~(-0.6)/s,有效地减小了垂直保护限值VPL,增强了GPS卫星导航系统的可用性。 相似文献
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为避免传统惯性系自主定轨算法中的多次坐标转换,针对地固系分布式自主定轨算法原理及其中的关键技术开展研究。给出在地固系中进行自主星历生成的总体框图,推导了地固系自主定轨算法的基本方程,提出一种新的以地固系位置速度为状态量的状态转移矩阵解析计算方法并分析其计算量,证明了地固系自主定轨算法可以进一步降低定轨算法复杂度,且无需上注地球定向参数进行坐标转换。使用仿真数据和真实在轨测量数据的测试结果表明,提出的地固系分布式自主定轨算法与传统算法定轨精度相当,说明了所提算法的可行性,验证了星载自主定轨原型软件的有效性。 相似文献