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一种面向在轨服务应用的GEO卫星自主精确抵近策略
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作者 於周晴 訾彦勇 +2 位作者 黄业平 仲惟超 郑艺裕 《制导与引信》 2025年第2期23-29,33,共8页
针对地球静止轨道(geostationary earth orbit,GEO)卫星在轨服务应用中的目标抵近问题,提出了一种多次自主精确抵近策略。首先推导了基于多次兰伯特(Lambert)轨道修正的粗对准大范围目标抵近模型,然后建立了基于线性二次型高斯(linear q... 针对地球静止轨道(geostationary earth orbit,GEO)卫星在轨服务应用中的目标抵近问题,提出了一种多次自主精确抵近策略。首先推导了基于多次兰伯特(Lambert)轨道修正的粗对准大范围目标抵近模型,然后建立了基于线性二次型高斯(linear quadratic Gaussian,LQG)控制的精确目标抵近模型,最后对典型任务场景下的自主精确抵近策略进行了仿真。仿真结果表明,采用所提策略可实现的位置跟踪精度优于50 m,速度跟踪精度优于0.02 m/s,保证了GEO卫星对目标的抵近精度。该策略具有较高的工程参考价值。 展开更多
关键词 地球静止轨道卫星 目标抵近 Lambert轨道修正 线性二次型高斯控制
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火星环绕器环火轨道的角动量管理方法 被引量:2
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作者 信思博 顾强 +1 位作者 郑艺裕 赵训友 《空间控制技术与应用》 CSCD 北大核心 2021年第1期8-14,共7页
针对中国首次火星探测的任务需求和规划,结合环绕器质量特性和布局构型以及大椭圆轨道特性,分析了环绕器在环火飞行阶段所受的重力梯度力矩和光压力矩规律.空间干扰力矩累积导致飞轮转速上升,影响姿态机动能力,需要喷气卸载.为减少喷气... 针对中国首次火星探测的任务需求和规划,结合环绕器质量特性和布局构型以及大椭圆轨道特性,分析了环绕器在环火飞行阶段所受的重力梯度力矩和光压力矩规律.空间干扰力矩累积导致飞轮转速上升,影响姿态机动能力,需要喷气卸载.为减少喷气卸载次数,在满足系统任务的基础上,设计了姿态偏置方案,利用光压力矩和重力梯度力矩相互抵消减少角动量累积.通过仿真表明该方法可以将空间干扰力矩累积量减少70%,节约卸载喷气的燃料消耗,延长航天器寿命. 展开更多
关键词 火星探测器 空间力矩 角动量
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“天问一号”火星探测器制动捕获最优点火姿态设计 被引量:1
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作者 信思博 徐亮 +2 位作者 赵训友 郑艺裕 马瑞 《深空探测学报(中英文)》 CSCD 北大核心 2023年第1期19-27,共9页
针对中国首次自主火星探测任务“天问一号”(Tianwen-1)的火星捕获制动期间点火姿态设计最优化问题,提出了整器约束条件下的分析思路和解决方法。首先建立捕获阶段的轨道动力学模型,根据捕获前轨道和捕获后的目标轨道以燃料消耗最少为... 针对中国首次自主火星探测任务“天问一号”(Tianwen-1)的火星捕获制动期间点火姿态设计最优化问题,提出了整器约束条件下的分析思路和解决方法。首先建立捕获阶段的轨道动力学模型,根据捕获前轨道和捕获后的目标轨道以燃料消耗最少为优化目标,使用牛顿迭代法寻优解出轨道平面内最佳的推力方向和点火时刻,得到推力矢量。再结合探测器的光照、测控约束条件,确定了绕推力方向的偏转范围。最后参考星敏感器布局,对全过程不同偏转角度下星敏受天体遮挡情况进行分析,计算出星敏可用台数以及可用时长,按照可用时长最优的原则确定出最优的点火姿态。在轨实际制动捕获结果表明,轨控后半长轴偏差小于947.122 km(半长轴变化量102346.152 km),偏心率偏差小于0.0021,同时全程满足整器测控、光照的需求,捕获全过程中保持任意时刻至少有2台星敏可用,根据遥测结果对比星敏的可用时段仿真误差小于0.225 h。 展开更多
关键词 火星探测器 制动捕获 点火姿态
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深空探测器在轨推力器参数辨识方法 被引量:1
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作者 信思博 赵训友 +1 位作者 郑艺裕 李绿萍 《中国空间科学技术》 CSCD 北大核心 2021年第6期72-78,共7页
针对中国首次自主火星探测任务需要,结合环绕器质量特性和推进系统布局构型,分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上,通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律,计算整器角动量变化情况,并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差... 针对中国首次自主火星探测任务需要,结合环绕器质量特性和推进系统布局构型,分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上,通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律,计算整器角动量变化情况,并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差;通过同组推力器作用时对各轴的扰动,解算整器质心坐标。利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况,解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对,实测推力方向偏差不超过0.6°,质心绝对偏差小于18mm,验证了计算方法的有效性和正确性,可作为后续轨控任务的点火方向制定、燃料预算的输入依据。 展开更多
关键词 火星探测器 质心 喷气卸载 推力器方向偏差 干扰力矩 角动量
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Missile formation controller design based on disturbance observer and finite-time control 被引量:2
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作者 王晓芳 郑艺裕 林海 《Journal of Beijing Institute of Technology》 EI CAS 2014年第4期427-434,共8页
To keep multiple missiles to fly in a formation, a robust controller for missile formation is designed. Based on the leader-follower formation mode, two formation relative motion models in different coordinate frames ... To keep multiple missiles to fly in a formation, a robust controller for missile formation is designed. Based on the leader-follower formation mode, two formation relative motion models in different coordinate frames are established and compared. The three-dimension model built in a follower reference coordinate frame is chosen due to its control inputs decoupling, then this model is decoupled into three subsystems. For each subsystem a robust formation controller is proposed based on the disturbance observer and f'mite-time control theory when the external disturbance exits. The stability of the closed-loop system adopting the controller is proved theoretically. Simulation resuits show that the follower can foUow the leader and keep the desired formation despite the external disturbance, which validates the effectiveness of the proposed robust formation controller. 展开更多
关键词 missile formation disturbance observer finite-time control ROBUST
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