基于基准轨道的多节点协调轨道保持方法

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篇1：基于基准轨道的多节点协调轨道保持方法

基于基准轨道的多节点协调轨道保持方法

在指定时间内,轨道摄动方程的状态变化可以用柯西标准型的常微分方程表述.基于摄动方程,轨道的修正控制参数的计算问题可以表示为指定区间两点边值问题的参数优化问题.传统的`参数计算方法本质上是将边值问题转化为初值问题,强制在一个边界点上满足边值条件,弱化了积分区域中的约束条件,造成不适应多约束条件下的轨道保持.基于基准轨道的多节点轨道控制方法在积分区域内的一组约束条件下,建立基于多约束条件方程的有限差分方程,与传统的升交点重合法相比,该算法将约束条件由目标圈目标升交点扩展到点火圈与目标圈之间所有圈的卫星位置参数约束,从而确定控制量将卫星轨道始终保持在偏差管道内,最大限度的满足对卫星轨道保持的要求.

作 者：侯黎强 王信峰 李恒年 路平刘瑾 HOU Li-qiang WANG Xin-feng LI Heng-nian LU Ping LIU Jin  作者单位：侯黎强,李恒年,路平,HOU Li-qiang,LI Heng-nian,LU Ping(西安卫星测控中心,西安,710043)

王信峰,WANG Xin-feng(西安卫星测控中心,西安,710043;西北工业大学,西安,710020)

刘瑾,LIU Jin(第四军医大学计算机室,西安,710032)

刊 名：宇航学报  ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)： 28(2) 分类号：V488 关键词：基准轨道   多节点   轨道保持方法  

篇2：倾角偏置太阳同步轨道的地面轨迹保持方法

倾角偏置太阳同步轨道的地面轨迹保持方法

为在倾角偏置条件下保持太阳同步轨道卫星的地面轨迹,在考虑地球扁率摄动、大气阻力摄动和太阳引力谐振等主要影响因素,以及卫星地面轨迹允许漂移范围的基础上,采用主动超调与被动控制结合的策略,提出了一种初始半长轴偏置后的.卫星地面轨迹保持方法.分析了半长轴和倾角摄动变化率,以及初始半长轴和倾角偏置量对地面轨迹漂移的影响.仿真结果表明,该法可基本满足设计阶段的精度要求.

作 者：罗宇阳 谢亚楠 戎鹏志 王廿菊 LUO Yu-yang XIE Ya-nan RONG Peng-zhi WANG Nian-ju  作者单位：罗宇阳,谢亚楠,LUO Yu-yang,XIE Ya-nan(上海航天技术研究院,雷达卫星总体与仿真技术研究室,上海,40)

戎鹏志,王廿菊,RONG Peng-zhi,WANG Nian-ju(上海航天技术研究院,研发中心,上海,200235)

刊 名：上海航天  PKU英文刊名：AEROSPACE SHANGHAI 年，卷(期)：2007 24(2) 分类号：V412.41 关键词：太阳同步轨道卫星   倾角偏置   轨迹漂移   轨迹保持   摄动   半长轴偏置  

篇3：一种拦截轨道的确定方法

一种拦截轨道的确定方法

提出了一种确定预测拦截点的`方法,在此基础上解决了拦截轨道的确定问题,并对结果进行了深层分析.方法简捷,易于编程实现.仿真结果合理,满足要求,为航天试验及相关仿真工作提供了一个基础的轨道机动算法.

作 者：程龙 陈勇 Cheng Long Chen Yong  作者单位：装备指挥技术学院,北京,101416 刊 名：航天控制  ISTIC PKU英文刊名：AEROSPACE CONTROL 年，卷(期)： 23(1) 分类号：V526 关键词：轨道   空间交会   空间拦截   预测拦截点  

篇4：基于轨道动力学的椭圆轨道悬停方法

基于轨道动力学的椭圆轨道悬停方法

连续有限推力条件下.基于动力学原理设计了伴随卫星相对于椭圆轨道的参考卫星在任意位置实现悬停的方法.给出了对任意椭圆参考轨道实现悬停的.开环控制律,推导了一个周期内的速度增量计算公式.特别分析了参考卫星为“Molniya”轨道时,实现悬停需要的控制推力及速度增量.仿真结果表明,“Molniya”轨道正下方1 km的悬停伴飞,一个轨道周期时间内连续有限推力发动机需要产生的速度增量为10.317 m/s.文章提出的方法也可用于椭圆轨道的空间圆或水平圆等非自然编队构型设计.

作 者：王功波 孟云鹤 郑伟 汤国建  作者单位：国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073 刊 名：宇航学报  ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)： 31(6) 分类号：V448 关键词：连续有限推力   轨道动力学   椭圆轨道   悬停轨道   速度增量  

篇5：分布式航天器相对轨道确定方法

分布式航天器相对轨道确定方法

根据航天器相对运动的C-W-Hill方程建立的动态模型,以及基于无线电测量方案建立的`相对距离观测模型,提出了一种用扩展卡尔曼滤波(EKF)确定分布式航天器相对轨道的方法.用STK、Matlab软件进行的仿真验证结果表明,该方法可确定分布式航天器相对位置和相对速度,所获解的精度较高.

作 者：陈宏 郑军 CHEN Hong ZHENG Jun  作者单位：中国人民解放军63999部队,北京,100094 刊 名：上海航天  PKU英文刊名：AEROSPACE SHANGHAI 年，卷(期)：2007 24(2) 分类号：V412.41 关键词：分布式航天器   无线电测量   相对轨道   卡尔曼滤波   观测模型  

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