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871.
针对倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星的轨道维持问题,提出了在轨卫星在各种不同工况及约束下的偏航角调整策略。其目的在于减小偏航角的调整范围以及缩短偏航角调整时间,减小轨道维持过程对卫星业务连续性的影响。分析了偏航角的运动规律,以及升交点赤经对偏航角的影响。在此基础上,根据轨道维持时升交点赤经的不同、太阳高度角范围、轨道控制的时间约束、交叉点位置约束等不同情况,分别给出了卫星轨道维持时偏航角的调整方法及推力器选择方案。对于交叉点位置在中国境内的卫星,可以使偏航角调整范围不超过45°。此方法可应用于在轨卫星轨道维持管理的实践中。 相似文献
872.
针对三体问题共线平动点附近周期轨道间的小推力转移问题,构造了一种新的形状函数,在此基础上提出了一种基于Gauss伪谱法的优化设计方法。首先,建立小推力轨道转移动力学模型,参考初始轨道和目标轨道的类型,构造一种新的形状函数以近似小推力转移轨道。为满足不同的约束要求,提出了振幅和相位按多项式变化的假设,推导了小推力转移轨道的近似解析解;然后利用Gauss伪谱法将小推力轨道转移的最优控制问题转化为非线性规划问题,并对推导的近似解析解进行解算和处理,为Gauss伪谱法求解非线性规划问题提供较为有效的控制变量的初始猜测值;最后以地月系统L1点附近Halo轨道间的小推力转移问题为例进行了仿真分析。仿真结果表明,小推力转移轨道近似解析解具备有效性和普适性,使得Gauss伪谱法的迭代效率提高55%以上,同时也表明Gauss伪谱法可有效解决平动点周期轨道间的小推力转移轨道优化设计问题。 相似文献
873.
针对混合推进航天器编队日心悬浮轨道保持控制问题进行了研究.首先推导出在日心悬浮轨道附近的航天器编队相对运动方程,考虑到航天器间距离变化值较小且航天器间距离与航天器到太阳的距离的比值为小量,将其在悬浮轨道附近线性化.基于该线性化方程,设计了一种LQR编队控制方式,该控制方式可通过调节太阳帆的姿态及航天器间库仑力的大小对编队构型进行改变或保持,具有响应速度快和控制简单的特点.最后对控制律进行数值仿真,表明该控制方法能实现编队. 相似文献
874.
本文分别对美国及欧洲的静止轨道高分成像卫星发展路径进行详细分析,其中美国主要发展由NASA提出的基于衍射成像原理的薄膜光学成像卫星;欧洲主要发展由ESA提出的地球静止高分辨率任务(Geostationary High Resolution Mission, GEO-HR),GEO-HR包含三个项目:GEO-Oculus(孔径1.5 m,分辨率10m); Astrium GO3S(孔径4m,分辨率3m);光学合成孔径系统(合成孔径7m,分辨率2m)。最后,根据美国及欧洲的静止轨道成像卫星发展的路线,结合我国静止轨道卫星发展现状,分析地球静止轨道高分辨率成像卫星的发展趋势及启示。 相似文献
875.
为支持我国首次火星探测任务取得圆满成功,宇航动力学国家重点实验室将全自主开发的精密定轨平台系统,应用于环火星轨道确定中。为满足多对象、多弧段、多中心天体的定轨需求,平台系统设计了卫星结构、测站结构、观测结构和天体结构4大基础结构,并在4大基础结构之上,设计了灵活的弧段结构和估计结构。为验证平台系统是否具备环火星定轨能力,平台系统首先使用2020年上半年跟踪火星快车实验的数据对测量模型进行了检核,得到了理论测距和实测测距偏差(11m~21m);其次,使用2009年实测双程测速和三程测速数据定轨,单独使用双程测速定轨,轨道与欧空局精密星历位置偏差最大不超过100m,测速残差的均方根(Root Mean Square, RMS)为0.0137(cm/s)。使用三程测速定轨,位置偏差不超过250m,三程测速RMS为0.0119(cm/s);最后,使用两天三站测距仿真进行了自定轨验证,初轨和随机差都基本收敛回仿真初值。结果显示,宇航动力学国家重点实验室精密定轨系统能够满足我国首次火星探测任务的基本需求。 相似文献
876.
877.
878.
879.
880.
研究了有限推力条件下的空间飞行器大范围机动变轨问题。将有限推力解的求取过程分为两个步骤,首先采用Lambert方法求取变轨问题的双脉冲最优解,再采用Gauss伪谱方法求取有限推力解,将每个脉冲点扩展为一个推力弧段,通过伪谱方法将最优变轨问题转化为一个参数优化问题,采用非线性规划方法得到该推力弧段的变轨推力大小和方向。将该方法应用于某空间飞行器轨道机动变轨过程研究,取得了满意的结果,从而证明了方法的有效性。 相似文献