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921.
小卫星中最不引人注意的皮型卫星(Picosat),1999年重新被定义为立方体星(CubeSat),即质量为1kg、体积约为10cm×10cm×10cm的正立方体星。由若干颗立方体星可以组成纳型卫星(Nanosat)。近几年来,这2种卫星得到飞速发展,并且在分布式空间系统中获得了非常成功的应用。例如:采用50~100颗立方体星,每颗质量8kg,可以实现全球覆盖,同时还可以获得高空间分辨率(2~3m)和高时间分辨率(重访时间15~45min),其经济成本仅为1亿多美元,相当于目前1颗对地观测大卫星的价钱。 相似文献
922.
923.
利用高斯伪谱法求解小推力伴星最优释放轨迹 总被引:2,自引:0,他引:2
针对近距离相对运动的轨道控制问题,提出用常值小推力完成最优转移的方法。基于C-W方程,推导了相对运动解析解的表达式,讨论了在无控条件下能够形成稳定绕飞构型的初始相对速度和相对位置的限制条件,以此限制条件作为终端条件,以伴星释放时近似为零的相对速度和相对位置为初始条件,建立了利用连续小推力实现的伴星释放最优控制问题的模型。选用了高斯伪谱法将最优控制问题离散化,转化成非线性规划问题并通过系列二次规划法完成求解。数值仿真算例表明,利用高斯伪谱法求解此问题可以有效地收敛到最优解。 相似文献
924.
925.
针对太阳高纬度探测器轨道设计任务要求, 研究了基于多目标遗传算法的小推力借力飞行轨道设计方法. 基于圆锥曲线拼接假设, 将探测器轨道分为小推力日心转移轨道段和木星借力飞行轨道段两部分. 在日心转移轨道段, 选择燃料最省为优化目标, 采用标称轨道法设计小推力的推力控制率. 在借力飞行轨道段, 选择借力后日心轨道倾角为优化目标, 对借力飞行的关键参数进行分析. 采用多目标遗传算法对该多目标进行了优化. 结果表明, 多目标遗传算法可以有效地解决轨道设计中的多目标优化问题. 优化得到的小推力控制率不仅可以节省发射能量, 还可以保证借力飞行后探测器能够进入太阳高纬度探测轨道. 相似文献
926.
日本将于2014年11月30日用H-2A火箭发射隼鸟-2(Hayabusa-2)小行星探测器。该探测器将于2018年到达在地球和火星之间轨道上运行的小行星1999JU3,并于2020年携带采样返回地球。2003年升空的日本"隼鸟"探测器在目标小行星附近及其表面共停留了3个月,预计隼鸟-2停留时间将延长到1年半左右。隼鸟-2将观测目标小行星表面,实施着陆并采集其表面下数十厘米处的物质。分析这些物质,有望解答太阳系形成和生命起源的若干谜题。 相似文献
927.
平动点轨道特殊的空间位置及动力学特征,使其在深空探测中具有重要的应用。以日-火系平动点轨道(Lissajous与Halo轨道)任务为目标,结合平动点轨道的不变流形理论,研究了小推力转移问题。首先给出了圆型限制性三体动力学模型下平动点附近不变流形(稳定和不稳定流形)高阶分析解以及相应的计算实例。接着以流形分析解为基础,建立了初始小推力轨道优化模型,并利用改进的协作进化算法求解初始小推力轨道。最后将初始轨道离散,采用多点打靶法将最优控制问题转化为参数优化问题,并用序列二次规划方法(SQP)求解。仿真结果证明轨道设计方法的有效性。 相似文献
928.
929.
现代军机大迎角区域性能对空中作战优势的建立有着重要影响,针对大迎角区域建立合适的数学模型对于飞行仿真、稳定性分析和控制律设计都有着重要作用,并且对于解决飞行安全问题和研究飞机失速和尾旋问题具有重要意义。针对小展弦比飞翼标模的迟滞特性,对状态空间模型进行改进,应用大振幅强迫振荡试验数据建立了非定常气动力模型,采用风洞典型机动模拟试验验证状态空间模型的有效性和适用性。结果表明:本文发展并改进的状态空间模型能够准确预测小展弦比飞翼标模不同机动下的非定常气动力特性,具有较强的工程实用性。 相似文献
930.