空间站的交会和接近操作

运行控制区即将来临的空间站时代要求空间站具备多种轨道工具,且各自要有不同的用途。这些工具,如轨道机动飞行器(OMV)、轨道转移飞行器(OTV)、载人机动装置(MMU)和自由飞行器(FF)等,将满足空间站运行的不同要求。其中一些要求是: ·飞行计划标准化·乘员计划标准化     

空间飞行器轨道仿真验证反演方法研究

对空间飞行器轨道进行仿真验证,是轨道方案设计与性能评估的重要途径之一,其可信性在模型验证与确认中具有重要作用。基于轨道仿真序列图像的空间飞行器轨道验证反演方法,通过对不同高度类型的空间飞行器轨道进行可视化建模与仿真,把得到的仿真图像序列与成像系统参数相结合,计算出空间飞行器测角坐标,然后通过空间关系分析,构建关于真平均运动角速度与视平均运动角速度的约束方程,把对空间飞行器轨道运动状态参数的解算,归结为根据轨道仿真图像序列计算空间飞行器测角坐标和根据测角坐标确定观测斜距,解决了利用图像数据进行非合作空间飞行器轨道反演验证过程中轨道初始参数的确定问题。     

与轨道校正相协调的航天器重新定向的优化控制

本文研究航天器运动控制的姿态定向模式与轨道校正模式的优化协调问题,既研究了解决该问题的一般方法,又具体提出了航天器的旋转及轨道运动的协调控制问题,文中给出了空间站适用的与轨道校正相协调进行的航天器姿态重新定向控制的具体算法,表明了航天器姿态定向与轨道高度保持协调控制有高效率,列举了两种发动机安装模式的数学仿真实例,给出了效率指数的评估值以及旋转次数确定时算出的校正速度值。     

未来用于地球观测的空间站

根据建立空间站的计划来看,空间站主要有三种:(1)轨道倾角为28.5°的低空间载入空间站;(2)轨道与前者相同的不载人空间站,仪器设备发生故障时将人运送到空间站进行修理或交换;(3)近极轨道的太阳同步不载人空间站,仪器设备发生故障,也是派人去修理或更换。前两种空间站不适用于地球观测,本文着重介绍第三种空间站。正确设计第三种空间站的轨道参数,分     

空间站遥感计划梗概

1984年1月,美国总统里根宣布,通过国际合作10年内将建成空间站。那时人们可长期在空间站居住和进行各种科学实验活动.将使空间环境的利用进入实用化阶段。空间站将对地球观测和尖端科学技术的开发作出巨大贡献。有了空间站,就可组织各种轨道上设备的补给、维修和更换,使空间活动的形态产生巨大变革。可在空间站及其同一轨道的平台上,在极小重力环境下进行材料和药品的制作实验,在轨道上对地球进行连续观     

推进系统方案论证

对三种空间站结构,提出了空间站上推进系统的设计方案,为便于比较,设计时必须确定系统的重量、体积和结构。系统的大小主要取决于保证270海里的轨道保持要求。推进系统的规模应在九十年代初期所预计的最坏(长期)大气密度下提供这种功能。假设补充供给的周期是三个月,万一一次补充供给的飞行不得不延期,也应保证三个月的应急贮备。表1列出了满足这种功能的总冲,同时还对三种空间站结构列出了初期工作能力及其发展所要求的相应推进剂需要量。     

航天工程领域的系统辨识

伴随人类在航天领域的活动不断拓宽以及航天应用的日趋多样化，要求从人造卫星、轨道服务飞行器到空间平台、空间站等空间基础设施都必须是多功能、高性能化的系统。这些空间基础设施，比如由美国牵头，有美、俄、欧空局(ESA)、日本、加     

交会期间自动变轨飞行器的制导,导航与控制

自动变轨飞行器（ＡＴＶ）是欧洲为阿尔法国际空间站的在轨补给任务而设计的一种后勤变轨飞行器，在ＡＴＶ设计中难度最大的要求是与载人空间站的自主的轨交会能力，ＡＴＶ是欧洲研制的第一个具有这种能力的飞行器。目前，ＡＴＶ正处于研制计划的Ｂ阶段。包括详细设计和首飞模型结构研制的Ｃ／Ｄ阶段计划于１９９７年开始，２００２年首飞，文章集中讨论Ｂ阶段（即确定ＡＴＶ与阿尔法空间站交会期间其制导，导航和控制（ＧＮＣ的功能     

空间站轨道保持姿态控制

本文叙述在轨道助推期间以及用推力器进行姿态控制和/或动量控制期间空间站姿态控制的一些情况和考虑。扼要地叙述轨道助推的情况,包括变速制导方案选择。讨论空间站推力器运行的一些特殊问题,这些问题是由轨道上空间站形状变化、结构挠性和长寿命引起的。叙术推力器故障情况下的一些考虑。介绍了推力器广义点火逻辑,并讨论了推力器运行期间控制力矩陀螺的运行。     

根据相对位置测量信息自主确定两个航天器的轨道

已设计并分析了一种根据一个航天器与另一个航天器的相对位置失量测量信息自主确定两个航天器轨道的批处理滤波器。该系统对那些无法依赖GPS星座导航信号或地面站确定轨道的系统提供了一种高精度自主确定轨道的手段。该滤波器要利用惯性基准相对位置矢量的时间序列以及两个航天器的轨道动力学模型。它可以估算两个航天器的6个轨道状态矢量以及每个航天器的阻力系。该系统的可观性已利用这种原理演示过,此外,还针对多种情况估计了滤波器最佳状态可达到的位置精度。在特定配置下该滤波器器的位置精度可达到1m(rms)的水平。     

四旋翼飞行器的数字孪生系统设计

随着四旋翼飞行器在工程实践中的应用越发广泛,对其控制系统的精确性、快速性、适应性等要求也不断提高。近些年的研究热点--数字孪生,正是借助数据和模型模拟物理实体在现实环境中的行为,通过对物理对象的精准数字化,可用于提高物理实体或系统的运行效率。将数字孪生技术引入四旋翼飞行器的控制系统,建立四旋翼飞行器的数字孪生系统体系架构。详细阐述该体系架构搭建所涉及的相关技术：四旋翼飞行器的数字孪生建模;以传感器技术与无线通讯技术为载体的数据采集与传输;本地数据库配合Hadoop技术进行大数据存储、挖掘。对实际的四旋翼飞行器进行了模型仿真与实地测试,验证了所设计的数字孪生系统的有效性,达到了四旋翼飞行器的运行过程透明化和利用孪生数据优化飞行控制与机身状态的效果。     

航空超短波通信链路余量分析系统设计

为分析飞行器位置、姿态和工作频率对航空超短波通信链路性能的影响,构建了航空超短波通信链路模型,利用FEKO7.0电磁仿真软件计算了机载天线与飞行器一体化电磁辐射特性,基于MATLAB软件设计了系统的主程序,系统主程序通过调用天线的辐射特性数据,结合飞行器的位置、速度和姿态变化,可计算出通信双方之间的天线极化衰减和空间衰减等数据,分析了飞行器在相应状态下航空超短波通信链路性能的数值变化,具有较强的实用性。     

利用高斯型方程进行卫星轨道机动仿真

在分析飞行器在连续力作用下的运动时,目前常用Hill模型,但Hill模型仅适用于短距离内短时间内飞行器机动问题.高斯(Gauss)模型作为一个研究绕动力作用下飞行器轨道变化的有效分析工具,可用于有限推力长时间作用下的轨道变化分析.从Gauss模型的基本形式推导出Gauss模璎的无奇点方程,并从理论角度和仿真计算方面分析了外力的大小、方向对轨道机动结果的影响以及轨道的偏心率、平近点角对轨道机动的影响.结果证明采用数值方法可以有效解决Gauss模型求解困难的问题,Gauss型模型用于轨道机动分析具有很好的普适性.     

空间站的制导、导航和控制问题及其概念

NASA空间站向工程设计人员提出一项新的挑战,此项重任将综合运用NASA25年载人和不载人空问飞行的经验,研制第一个载人飞行结构,准备提供“永久性载人空间站”,其工作寿命可从几年到几十年,而不象以前载人计划那样只有几天或几周。长寿命,规模逐步发展,高功率和自主性等系统一级的要求对空间站的制导、导航和控制(GNC)分系统提出了一些特殊要求。其中许多要求将会影响空间站的结构,反过来又影响GNC分系统。本文讨论空间站GNC分系统对系统级的功能要求,并介绍方案研制组所进行的结构综合研究结果。     

实用空间站的自主问题

永久性低轨道空间站有效运行的设计方案要考虑自主问题,这种设计方法与其它空间系统所用的设计方法绝然不同。空间站长期实际支持对空间部分所要求的自主程度,比以往“阿波罗”飞船和航天飞机这类载人计划更高。由于空间站上有乘员,因而与不载人的卫星相比,更应该强调系统的安全性和完善性,同时,应该注意发挥乘员有效参与空间部分工作后所能发挥的潜力。本文着重从制导、导航和控制功能角度,论述有关空问站自主的一些重大设计问题。     

对地观测小卫星轨道机动仿真研究

针对我国对地观测小卫星的轨道机动任务要求,该文设计了轨道机动的软件模块和主要程序.该套软件设计的目的是为了能使卫星在最短的时间内由平时轨道机动到战时轨道.该套软件根据卫星轨道调整前后的轨道参数特点和轨道调整后的星下点轨迹要求,确定机动时间,将调整轨道半长轴与微调星下点轨迹结合起来,在最短时间内完成轨道调整任务.最后根据某对地观测小卫星的任务和技术指标要求,仿真其轨道机动过程.仿真结果表明,该系统具有很高的实用价值.     

变桨距四旋翼飞行器控制系统设计

变桨距四旋翼飞行器是通过改变旋翼的桨距大小来改变升力的,这种控制策略可使飞行器姿态的响应和控制的延迟都会小很多,同时可以节省资源和能耗。通过分析对比变桨距与传统的变转速四旋翼飞行器的结构和飞行原理,根据其数学模型和控制要求,设计了变桨距四旋翼飞行器的控制系统。该系统采用STM32F427微处理器作为主控制器,使用MPU6000等惯性测量单元及其他传感器用于检测飞行器的位置、姿态;基于四元数方法进行姿态解算;利用PID控制算法对飞行器姿态、高度进行闭环控制。试飞结果表明,变桨距四旋翼飞行器能够稳定飞行,满足系统要求。     

亚轨道飞行器再入段导航制导快速原型设计

为了加快亚轨道飞行器再入段导航制导系统从算法设计到硬件产品的实现过程,采用快速原型技术进行设计.借助基于RTX的快速原型开发平台,利用Matlab/Simulink/RTW将导航制导模型自动生成C代码,对自动生成代码做出相应修改以满足系统实时性要求,再编译链接生成可执行DSP代码,加载到DSP(数字信号处理器),实现了亚轨道飞行器再入段导航制导系统的DSP硬件在回路仿真.该系统的实时仿真结果与Simulink数字仿真结果一致,表明快速原型系统设计的正确性.该方法具有开发周期短、实时性能好等优点.     

工程试验卫星7号的自动交会对接系统

日本航天局（ＮＡＳＤＡ）正在研究Ｈ－Ⅱ无人轨道飞机（ＨＯＰＥ）和Ｈ－Ⅱ转移飞行器（ＨＴＶ），经们将用于国际空间站（ＩＳＳ）进行后勤支持。交会对接（ＲＶＤ技术是ＨＯＰＥ、ＨＴＶ、轨道服务飞行器（ＯＳＶ）和月球探测器等航天顺完成各种空间活动的不可缺少的技术，目前正在研制的工程试验卫星－７（ＥＴＳ－Ⅱ）就是一琪无人自动ＲＶＤ系统的在轨演示计划，本文介绍ＲＶＤ系统的基本概念，ＥＴＳ－ⅦＲＶＤ在轨试验计划和     

磁控小卫星周期时变PD控制设计方法

在极地圆轨道上工作的对地定向磁控小卫星,其动力学方程是一个线性周期系统。本极地轨道地磁场变化的特性。利用的姿态角和姿态角速率作为反馈信号。提出了一种采用磁力矩器的ＰＤ控制规律设计方法。用这种新方法设计的ＰＤ控制器其增益是周期时变的,可以保证闭环系统具有良好的动态和稳态特性。