天基快速响应体系概念研究 被引量：7

1

作者 赵良玉 贺亮 《航天器工程》 2013年第2期21-26,共6页

为了有效增强现有空间系统应对突发事件的能力,提出了一种基于在轨发射的天基快速响应体系,分析其应用领域和作用过程,明确该体系的特点、组成要素及关键技术,包括适合的在轨发射方案和基于任务的最佳部署策略等。天基快速响应体系由航... 为了有效增强现有空间系统应对突发事件的能力,提出了一种基于在轨发射的天基快速响应体系,分析其应用领域和作用过程,明确该体系的特点、组成要素及关键技术,包括适合的在轨发射方案和基于任务的最佳部署策略等。天基快速响应体系由航天器平台、空间运载器、有效载荷和地面基础设施组成,利用空间运载器携带有效载荷实现机动和变轨。文章提出的快速响应体系,面向未来空间在轨服务,有助于增强空间系统在自然故障、突发事件等不确定情况下的快速响应和有效部署能力。 展开更多

关键词 快速响应体系 航天器平台 空间运载器 在轨发射

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基于最优状态反馈的小推力转移轨道制导策略 被引量：4

2

作者 尚海滨 崔平远 栾恩杰 《吉林大学学报（工学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期949-954,共6页

针对小推力变轨技术研究中的难点之一——飞行器的制导问题,提出了一种基于最优状态反馈的自主制导策略。首先利用传统Gauss型运动方程,推导出三个轨道根数增大最快的独立控制律;然后根据当前根数与目标值的偏差量对独立控制律进行加权... 针对小推力变轨技术研究中的难点之一——飞行器的制导问题,提出了一种基于最优状态反馈的自主制导策略。首先利用传统Gauss型运动方程,推导出三个轨道根数增大最快的独立控制律;然后根据当前根数与目标值的偏差量对独立控制律进行加权组合;最后为高效可靠地获得最优制导律,采用一种遗传算法和逐次二次规划相结合的混合方法对权重进行了优化。该制导算法设计简单,无须预存参考轨道,能够实现飞行器的自主制导,并且具有燃料消耗次优的特点。仿真计算验证了该算法的有效性。 展开更多

关键词 航天器制导与控制 小推力 自主制导 独立控制律 混合方法 轨道转移

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过载限制下气动力辅助变轨的最优解与平衡滑行解 被引量：4

3

作者 吴德隆 彭伟斌 张海联 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2003年第4期1-6,共6页

基于庞特里亚金最大值原理 ,获得了最优飞行轨迹中升力系数和滚转角的表达式以及平衡滑行解。平衡滑行中航迹角很小并且保持近似恒定。在数值优化计算中 ,初始值的估计是非常困难的。由于平衡滑行附近的近似解与精确最优解是很接近的 ,... 基于庞特里亚金最大值原理 ,获得了最优飞行轨迹中升力系数和滚转角的表达式以及平衡滑行解。平衡滑行中航迹角很小并且保持近似恒定。在数值优化计算中 ,初始值的估计是非常困难的。由于平衡滑行附近的近似解与精确最优解是很接近的 ,这意味着可以以平衡滑行解作为优化分析中的初始值 ,从而克服了初始值估计的难题。 展开更多

关键词 航天器轨道 优化分析 气动辅助变轨 平衡滑行

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一种基于多终端约束的最优制导方法 被引量：5

4

作者 李超兵 王晋麟 李海 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2016年第5期9-17,共9页

在航天器主发动机推力大小不可调的前提下,针对5个终端约束下传统迭代制导小角度修正假设的不足,对一种基于多终端约束的最优制导方法进行了研究。在入轨点轨道坐标系下建立航天器的最优控制模型,对横截条件方程组直接进行迭代求解获得... 在航天器主发动机推力大小不可调的前提下,针对5个终端约束下传统迭代制导小角度修正假设的不足,对一种基于多终端约束的最优制导方法进行了研究。在入轨点轨道坐标系下建立航天器的最优控制模型,对横截条件方程组直接进行迭代求解获得制导角度指令,在此基础上,通过对开关机点进行优化以减小未被满足的终端位置约束的影响;进一步,推导了地心惯性系下等效的5个终端约束,并通过引入权重因子来提高制导方程数值求解的精度。标准条件下的仿真结果表明,所提制导方法与传统迭代制导相比,未被满足的终端位置约束精度提高了159.535 5m,而其余5个终端约束几乎不受影响;蒙特卡罗打靶仿真结果表明,所提制导方法对航天器初始位置和速度偏差具有一定的适用性。 展开更多

关键词 航天器变轨 迭代制导 最优控制 坐标转换 开关机点优化 权重调整

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利用气动力的大气制动过程中近心点高度控制 被引量：4

5

作者 季英良 朱宏玉 杨博 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期517-522,共6页

针对大气制动轨道转移过程中出现的近心点下降问题,给出了一种利用气动力实现近心点高度控制的方法.设计了以倾侧角为控制变量的大气内飞行控制律,并参考相关星际探测任务进行了仿真验证.通过改变倾侧角调整气动力在高度方向上的分量来... 针对大气制动轨道转移过程中出现的近心点下降问题,给出了一种利用气动力实现近心点高度控制的方法.设计了以倾侧角为控制变量的大气内飞行控制律,并参考相关星际探测任务进行了仿真验证.通过改变倾侧角调整气动力在高度方向上的分量来实现对制动轨道近心点高度的控制,并根据当前近心点高度与预定近心点高度自动调整反馈增益.在整个大气制动过程中本方法无需燃料消耗即可有效地限制近心点下降并最终减少下降量,同时使飞行过程中的最大动压和最大热流密度逐渐降低,保证了航天器的安全. 展开更多

关键词 航天器轨道 轨道转移 大气制动 近心点控制 倾侧角控制

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一种小推力航天器变轨优化方法 被引量：4

6

作者 迟进梓 余红英 张子雄 《航天控制》 CSCD 北大核心 2021年第2期3-10,共8页

针对连续小推力航天器在轨道转移及制导控制过程中,传统方法需优化大量参数,且无法保证得到近优解的问题,提出一种新的轨道转移和规划算法。该算法将电推进式小推力卫星模型的变轨过程转化为最优控制中两点边值问题,引入混合遗传算法,... 针对连续小推力航天器在轨道转移及制导控制过程中,传统方法需优化大量参数,且无法保证得到近优解的问题,提出一种新的轨道转移和规划算法。该算法将电推进式小推力卫星模型的变轨过程转化为最优控制中两点边值问题,引入混合遗传算法,实现了小推力航天器由低轨向高轨的飞行轨道规划及优化,并在开源的科学工程计算软件SCILAB6.0.1上进行实验,将各算法封装成算法模块。实验结果表明,所提方法对小推力航天器变轨飞行轨道的规划具有良好的优化效果。 展开更多

关键词 航天器 小推力 轨道转移 最优控制

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一种基于轨道根数约束的最优制导方法 被引量：3

7

作者 李超兵 吕春红 尚腾 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第4期198-207,共10页

针对航天器空间变轨的制导问题,研究了一种基于轨道根数约束的最优制导方法。在地心惯性坐标系下直接建立航天器的最优控制模型,给出了位置速度表达式和协态变量初值之间的关系;进一步,在不约束真近点角的前提下,推导了5个轨道根数的约... 针对航天器空间变轨的制导问题,研究了一种基于轨道根数约束的最优制导方法。在地心惯性坐标系下直接建立航天器的最优控制模型,给出了位置速度表达式和协态变量初值之间的关系;进一步,在不约束真近点角的前提下,推导了5个轨道根数的约束方程,并通过对轨道根数和最优控制理论中协态方程的特性分析,获得了另外两个约束方程。协态变量初值可直接通过求解7个完整约束方程组获得,进而得到最优推力方向。仿真验证了所提制导方法的有效性。 展开更多

关键词 航天器 轨道根数 最优控制 约束方程 轨道转移

原文传递

航天器双主动交会策略研究 被引量：2

8

作者 冯维明 王泽峰 《空间控制技术与应用》 2011年第1期1-5,共5页

从理论上分析了共面近地圆轨道上的航天器的远程双主动交会的问题.根据轨道动力学基本原理,导出各种情况下特征速度的解析解,为航天器变轨时的燃料消耗分析提供了依据.进一步探讨了航天器轨道转移过程中的时间策略,以保证在不同轨道上... 从理论上分析了共面近地圆轨道上的航天器的远程双主动交会的问题.根据轨道动力学基本原理,导出各种情况下特征速度的解析解,为航天器变轨时的燃料消耗分析提供了依据.进一步探讨了航天器轨道转移过程中的时间策略,以保证在不同轨道上运行的航天器在同一时刻、同一空间位置交会.上述理论分析的仿真计算结果表明,双主动交会总特征速度和过程耗时都低于主被动交会情形,单星的燃料消耗大大降低,对大范围快速变轨,优势更加明显. 展开更多

关键词 航天器 轨道动力学 轨道交会 双主动交会 交会策略

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大面质比太阳帆航天器Lissajous轨道转移研究

9

作者 段逊 岳晓奎 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第5期1054-1062,共9页

考虑在Lissajous轨道上工作的太阳帆航天器,会受到地球阴影或太阳风等影响,造成航天器无法工作的情况,利用太阳光压作为推力提前进行Lissajous轨道转移。由于光压参数(锥角、钟角和光压因子)会改变平动点位置,利用新旧平动点流形拼接的... 考虑在Lissajous轨道上工作的太阳帆航天器,会受到地球阴影或太阳风等影响,造成航天器无法工作的情况,利用太阳光压作为推力提前进行Lissajous轨道转移。由于光压参数(锥角、钟角和光压因子)会改变平动点位置,利用新旧平动点流形拼接的方法,让逃逸航天器转移到新Lissajous轨道上,实现日地L2点的拟周期轨道转移。仿真结果证明除了改变锥角、光压因子外,钟角也能实现轨道转移,且光压因子对拟周期轨道的影响会比另外两项大。文章创新点在于首次利用三维人工平动点实现异宿Lissajous轨道转移,为太阳帆航天器在日地平动点周期轨道的转移以及躲避地球阴影等方面提供了参考。 展开更多

关键词 人工平动点 太阳帆航天器 太阳光压 周期轨道转移

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基于小推力的卫星轨道跟踪控制仿真研究

10

作者 李娴 韩潮 《计算机仿真》 北大核心 2019年第3期39-44,共6页

卫星轨道机动和跟踪控制过程中,采用小推力推进能提高星上燃料利用率,增加航天器有效载荷的质量,从而降低卫星发射质量与成本。针对连续小推力卫星轨道机动和跟踪控制过程中,传统方法无法保证解的近优性和优化参数多的问题,提出了一种... 卫星轨道机动和跟踪控制过程中,采用小推力推进能提高星上燃料利用率,增加航天器有效载荷的质量,从而降低卫星发射质量与成本。针对连续小推力卫星轨道机动和跟踪控制过程中,传统方法无法保证解的近优性和优化参数多的问题,提出了一种新的轨道跟踪闭环控制算法。新算法通过极大值原理,将燃料最优连续推力轨道转移问题转化为最优控制两点边值问题,然后采用无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter, UKF)参数估计算法获得燃料最优转移轨道,并采用数据拟合的方式对最优轨道进行处理获得参考轨道。最后根据轨道要素变化量分段跟踪参考轨道,通过对半解析法理论的权重参数进行不断调整,得到连续小推力燃料最优参考轨道跟踪的最优解。仿真结果表明,新方法只需要优化少量参数,能有效实现卫星对目标轨道的高精度跟踪控制。 展开更多

关键词 航天器 小推力 轨道转移 最优燃料 轨道跟踪控制

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基于物联网及ADRC的航天器在轨姿态监测系统设计

11

作者 张淑清 《计算机测量与控制》 2021年第5期74-78,共5页

在特殊航天环境中,由于电磁波等干扰条件的存在,容易导致航天器设备偏离预设的轨迹路径,为解决此问题,设计基于物联网及ADRC的航天器的在轨姿态监测系统;分析物联网监测体系中的位姿控制需求,分层次连接主动振动控制器与航天器姿态控制... 在特殊航天环境中,由于电磁波等干扰条件的存在,容易导致航天器设备偏离预设的轨迹路径,为解决此问题,设计基于物联网及ADRC的航天器的在轨姿态监测系统;分析物联网监测体系中的位姿控制需求,分层次连接主动振动控制器与航天器姿态控制器,借助FBG应变传感器,建立主机结构与航天器元件之间的监测感应连接,实现在轨姿态监测系统的硬件应用结构设计;在此基础上,对应变传感器进行标定处理,通过计算姿态传递系数的方式,确定航天器的横向在轨应变效应,再通过ADRC原理,提取航天器在轨姿态感知参量的最佳行进状态信号,完善航天器的在轨姿态监测控制律,实现基于物联网及航天器的在轨姿态监测系统设计;对比实验结果显示,与光纤传感型监测系统相比,物联网监测系统能够有效屏蔽电磁波干扰,确保航天器在特殊航天环境中不会出现偏离预设轨迹路径的行进行为。 展开更多

关键词 物联网 航天器 在轨姿态 振动控制器 应变传感器 姿态传递 应变效应 监测控制律

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变轨期间对接机构对接锁系温度场数值模拟

12

作者 李鹏 张崇峰 +1 位作者 陈宝东 柏合民 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期461-465,共5页

采用节点热网络法,建立了目标飞行器尾部组合系统(发动机组和对接机构)温度场数值模拟的物理、数学模型,明确了关键参数的计算方法,应用隐式R-K法,耦合求解非线性温度微分方程组。着重研究变轨期间对接锁系受高温变轨发动机的热影响。... 采用节点热网络法,建立了目标飞行器尾部组合系统(发动机组和对接机构)温度场数值模拟的物理、数学模型,明确了关键参数的计算方法,应用隐式R-K法,耦合求解非线性温度微分方程组。着重研究变轨期间对接锁系受高温变轨发动机的热影响。分析表明,发动机高温热辐射对邻近对接锁系的热影响很大,发动机热影响范围大致在θ±Δθ=(90±30)°和θ±Δ=θ(270±30)°区间,发动机相对安装距离R、变轨起始时刻和工作时间是影响对接锁系温度的重要因素,而发动机安装倾角对对接锁系温度的影响非常小。 展开更多

关键词 温度场 数值模拟 对接锁系 对接机构 目标飞行器 变轨

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