CN107526368B - 一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法 - Google Patents
一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107526368B CN107526368B CN201710814830.1A CN201710814830A CN107526368B CN 107526368 B CN107526368 B CN 107526368B CN 201710814830 A CN201710814830 A CN 201710814830A CN 107526368 B CN107526368 B CN 107526368B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- pulse
- satellite
- transfer
- velocity
- formation
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 title claims abstract description 56
- 238000011423 initialization method Methods 0.000 title claims abstract description 21
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims abstract description 58
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 26
- 238000005457 optimization Methods 0.000 claims abstract description 21
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 claims description 12
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical group OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 7
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 3
- 230000002068 genetic effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 238000004800 variational method Methods 0.000 claims description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 abstract description 5
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000005094 computer simulation Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 230000000452 restraining effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
- G05D1/104—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft involving a plurality of aircrafts, e.g. formation flying
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
本发明公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在月球惯性系下建立卫星动力学方程；通过求解优化最优两脉冲轨道，并执行第一次交会机动，然后根据测控时长更新卫星状态，进行下一次最优两脉冲优化，直至最后一次交会脉冲的结果小于预设约束时，实现追踪星与基准星的编队初始化。本发明具有如下优点：(1)能够实现考虑测控误差和执行误差下的环月卫星编队，适用范围广；(2)通过多次求解兰伯特问题设计多脉冲转移轨道，收敛性好，执行效率高；(3)通过多次观测数据更新卫星状态，并根据更新状态重新优化转移轨道，相比单次观测后设计的最优转移轨道编队初始化精度高。
Description
技术领域
本发明涉及一种考虑误差的多脉冲编队初始化方法，尤其涉及一种适用于考虑多种误差情况下的卫星编队初始化，属于航空航天技术领域。
背景技术
采用多颗卫星进行探测相比采用单星探测可以实现更多的功能并执行更多的操作，而为了完成特定的探测任务，需要多颗卫星形成编队。编队初始化是实现编队的第一步，既使卫星的相对位置和速度接近零，并满足一定的关系。
在已发展的关于卫星编队初始化中在先技术[1](参见基于Hill方程的一种小卫星共面编队的初始化仿真[C].系统仿真技术及其应用学术研讨会,刁晶晶,曾国强,2007)基于Hill方程讨论了卫星的相对运动状态，给出了完成编队初始化对应的速度增量方向与大小，但该方案只适用于圆轨道的编队初始化方法，对于椭圆轨道不适用。
在先技术[2](参见卫星编队保持的初始化条件及仿真分析[J].计算机仿真,吴炜华，侯明善，刘永刚，2009，26(10))基于T—H方程推导出椭圆轨道相对运动方程的解析解，并推导出满足卫星编队周期运动的初始化条件，但该方法未考虑误差的影响。当前对于地球卫星的编队研究较为成熟，且测控和执行精度均较高，而针对环月卫星的编队，受限于测控精度和执行精度，在先方法执行后误差较大将导致卫星完成编队初始化任务，因此需要研究考虑误差的环月轨道编队初始化方法。
发明内容
本发明公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，要解决的技术问题是提供一种考虑测控误差和执行误差情况下的环月卫星编队初始化方法，具有效率高的优点。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的：
本发明公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，在月球惯性系下建立卫星动力学方程；通过求解优化最优两脉冲轨道，并执行第一次交会机动，然后根据测控时长更新卫星状态，进行下一次最优两脉冲优化，直至最后一次交会脉冲的结果小于预设约束时，实现追踪星与基准星的编队初始化。
本发明公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，包括如下步骤：
步骤一：在月球惯性系下建立卫星动力学方程。
由于卫星需要形成环月编队，因此在月球惯性系下建立动力学方程，考虑地球，月球和太阳引力以及非球形摄动作用的影响，卫星在月心惯性系下的动力学方程写为：
其中，rM,vM分别为卫星相对月球的位置矢量和速度矢量，ANM为月球非球形引力摄动，AS为太阳第三体引力摄动，AE为地球第三体引力摄动，μm为月球引力常数。
步骤二：确定基准星，根据测量得到的初始状态进行两脉冲最优转移优化。
选择所需卫星编队中某一卫星为基准星，其余卫星通过最优两脉冲转移向基准星转移，其余卫星定为追踪星。定义经过追踪卫星的真实位置速度矢量为 [r1,v1]，测量得到的位置速度矢量为两者的差值为测控误差，基准星的真实位置速度矢量为[r0,v0]，测量得到的位置速度矢量为设置优化变量停泊时间tpark和转移时间ttransfer。考虑测控条件，设置转移时间的下限tmin transfer>Tc，Tc为执行一次测控所需时间。利用方程(1)对追踪星位置速度状态
积分时间tpark得交会机动前速度位置矢量
利用方程(1)对基准星位置速度状态
积分时间tpark+ttransfer得交会前速度位置矢量求解从初始点
至目标点
转移时间为ttransfer的兰伯特问题，求解对应的初始速度v1+′和终端速度v0-′。选取第一次目标函数
表示两脉冲转移所需的速度增量，采用优化算法对目标函数进行优化，得到速度增量最小对应的停泊时间tpark和转移时间ttransfer，以及对应的速度增量第一次脉冲
和第二次脉冲
即实现两脉冲最优转移优化。
步骤二所述的求解对应的初始速度v1+′和终端速度v0-′优选利用Gauss算法或全局变量法。
步骤二所述的优化算法对目标函数进行优化优选遗传算法或微分进化算法。
步骤三：根据步骤二求得的第一次脉冲
和第二次脉冲
执行第一次机动，转移时间Tc后根据更新的测控数据进行下一次的两脉冲最优转移优化。
考虑执行误差，追踪星施加第一次机动后的状态记为[r′1+,v′1+]，利用方程(1)积分时间Tc后对应的真实状态[r2,v2]，观测的状态基准星对应时刻的真实状态和观测状态分别为[r02,v02]和根据步骤二重新计算最优两脉冲转移轨道，得到新的停泊时间tpark和转移时间ttransfer，及相应的速度增量
两脉冲总速度增量为
步骤四：判断步骤三优化得到的总速度增量的大小，若总速度增量满足预设约束，则执行所述的两脉冲，完成编队初始化化，否则返回步骤三，直至总速度增量满足预设约束。
记步骤三得到的两脉冲总速度增量为Jn,若Jn<Δvmax，Δvmax根据测控和执行精度选取，则完成所述的最优两脉冲交会，实现卫星编队初始化，否则返回步骤三，仅执行第一次交会脉冲，并根据观测结果重新优化两脉冲轨道，并判断总速度增量Jn+1的约束满足情况。
步骤五：根据步骤四完成最优两脉冲转移，实现追踪星与基准星的编队初始化。
有益效果：
1、本发明公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，通过施加多次脉冲减小每次施加脉冲的大小，降低误差对脉冲执行的影响，能够实现考虑测控误差和执行误差下的环月卫星编队，适用范围广。
2、本发明公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，通过多次求解兰伯特问题设计多脉冲转移轨道，收敛性好，执行效率高。
3、本发明公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，通过多次观测数据更新卫星状态，并根据更新状态重新优化转移轨道，相比单次观测后设计的最优转移轨道编队初始化精度高。
附图说明
图1本发明的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法方案流程示意图；
图2本发明的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法月球卫星两脉冲优化流程示意图；
图3本发明的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法卫星编队初始化后相对运动状态图；
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
本实施例公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，具体实现步骤如下：
步骤一：在月球惯性系下建立卫星动力学方程。
由于卫星需要形成环月编队，因此在月球惯性系下建立动力学方程，考虑地球，月球和太阳引力以及非球形摄动作用的影响，卫星在月心惯性系下的动力学方程写为：
其中，rM,vM分别为卫星相对月球的位置矢量和速度矢量，ANM为月球非球形引力摄动，AS为太阳第三体引力摄动，AE为地球第三体引力摄动，μm为月球引力常数。
步骤二：确定基准星，根据测量得到的初始状态进行两脉冲最优转移优化。
选择所需卫星编队中某一卫星为基准星，其余卫星通过最优两脉冲转移向基准星转移，其余卫星定为追踪星。定义经过追踪卫星的真实位置速度矢量为 [r1,v1]，测量得到的位置速度矢量为
两者的差值为测控误差，基准星的真实位置速度矢量为[r0,v0]，测量得到的位置速度矢量为
设置优化变量停泊时间tpark和转移时间ttransfer。考虑测控条件，设置转移时间的下限tmin transfer＞Tc，Tc为执行一次测控所需时间。利用方程(1)对追踪星位置速度状态
积分时间tpark得交会机动前速度位置矢量利用方程(1)对基准星位置速度状态
积分时间tpark+ttransfer得交会前速度位置矢量
求解从初始点
至目标点
转移时间为ttransfer的兰伯特问题，求解对应的初始速度v1+′和终端速度v0-′。选取第一次目标函数表示两脉冲转移所需的速度增量，采用优化算法对目标函数进行优化，得到速度增量最小对应的停泊时间tpark和转移时间ttransfer，以及对应的速度增量第一次脉冲
和第二次脉冲
即实现两脉冲最优转移优化。
选择遗传算法，最优两脉冲计算流程如图2所示。
测控位置误差1km(3σ)各向均分，速度误差0.1m/s(3σ)各向均分，测控时间 Tc＝12h，双星中A星作为基准星，初始状态[525.713km 1991.457km 754.927km-1.771km/s0.187km/s 0.740km/s]，B星作为追踪卫星，初始状态
[520.996km 1923.631km 715.356km-1.823km/s 0.205km/s 0.774km/s]。计算得tpark＝1626.8s，ttransfer＝55079.8s，总速度增量J＝36.4m/s。
步骤三：根据步骤二求得的第一次脉冲和第二次脉冲
执行第一次机动，转移时间Tc后根据更新的测控数据进行下一次的两脉冲最优转移优化。
考虑执行误差，追踪星施加第一次机动后的状态记为[r1′+,v1′+]，利用方程(1)积分时间Tc后对应的真实状态[r2,v2]，观测的状态
基准星对应时刻的真实状态和观测状态分别为[r02,v02]和
根据步骤二重新计算最优两脉冲转移轨道，得到新的停泊时间tpark和转移时间ttransfer，及相应的速度增量
两脉冲总速度增量为
考虑卫星采用有限推力，推力大小20N，推力大小偏差5％，方向偏差2度随机分布，执行第一次机动后重新计算计算最优两脉冲得J＝11.6m/s
步骤四：判断步骤三优化得到的总速度增量的大小，若总速度增量满足预设约束，则执行所述的两脉冲，完成编队初始化化，否则返回步骤三，直至总速度增量满足预设约束。
记步骤三得到的两脉冲总速度增量为Jn,若Jn<Δvmax，Δvmax根据测控和执行精度选取，则完成所述的最优两脉冲交会，实现卫星编队初始化，否则返回步骤三，仅执行第一次交会脉冲，并根据观测结果重新优化两脉冲轨道，并判断总速度增量Jn+1的约束满足情况。
根据测控和执行误差，选择Δvmax＝0.2m/s，因此步骤三的结果无法满足要求，需要B星执行第一次机动观测后重新进行优化，最终经过5次迭代，满足J5<Δvmax约束。
步骤五：根据步骤四完成最优两脉冲转移，实现追踪星与基准星的编队初始化。
双星完成两脉冲交会后相对距离5.19km，速度0.73m/s，编队初始化完成后的相对位置变化如图3所示，可以满足编队初始化要求。作为对比，采用单次两脉冲交会最终的相对距离>100km，相对速度>2m/s，无法满足编队初始化要求。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一：在月球惯性系下建立卫星动力学方程；
由于卫星需要形成环月编队，因此在月球惯性系下建立动力学方程，考虑地球，月球和太阳引力以及非球形摄动作用的影响，卫星在月心惯性系下的动力学方程写为：
其中，rM,vM分别为卫星相对月球的位置矢量和速度矢量，r＝||rM||， ANM为月球非球形引力摄动，AS为太阳第三体引力摄动，AE为地球第三体引力摄动，μm为月球引力常数；
步骤二：确定基准星，根据测量得到的初始状态进行两脉冲最优转移优化；
选择所需卫星编队中某一卫星为基准星，其余卫星通过最优两脉冲转移向基准星转移，其余卫星定为追踪星；定义经过追踪卫星的真实位置速度矢量为[r1,v1]，测量得到的位置速度矢量为
两者的差值为测控误差，基准星的真实位置速度矢量为[r0,v0]，测量得到的位置速度矢量为
设置优化变量停泊时间tpark和转移时间ttransfer；考虑测控条件，设置转移时间的下限tmin transfer＞Tc，Tc为执行一次测控所需时间；利用方程(1)对追踪星位置速度状态
积分时间tpark得交会机动前速度位置矢量
利用方程(1)对基准星位置速度状态
积分时间tpark+ttransfer得交会前速度位置矢量
求解从初始点
至目标点
转移时间为ttransfer的兰伯特问题，求解对应的初始速度v1+′和终端速度v0-′，v1+′即为追踪星施加第一次机动后的标称速度；选取第一次目标函数
表示两脉冲转移所需的速度增量，采用优化算法对目标函数进行优化，得到速度增量最小对应的停泊时间tpark和转移时间ttransfer，以及对应的速度增量第一次脉冲
和第二次脉冲
即实现两脉冲最优转移优化；
步骤三：根据步骤二求得的第一次脉冲
和第二次脉冲
执行第一次机动，转移时间Tc后根据更新的测控数据进行下一次的两脉冲最优转移优化；
考虑执行误差δΔv，追踪星施加第一次机动后的状态记为[r′1+,v″1+]，其中r′1+＝r′1，v″1+＝v′1++δΔv，利用方程(1)积分时间Tc后对应的真实状态[r2,v2]，观测的状态
基准星对应时刻的真实状态和观测状态分别为[r02,v02]和
根据步骤二重新计算最优两脉冲转移轨道，得到新的停泊时间tpark和转移时间ttransfer，及相应的速度增量
两脉冲总速度增量为
步骤四：判断步骤三优化得到的总速度增量的大小，若总速度增量满足预设约束，则执行所述的两脉冲，完成编队初始化化，否则返回步骤三，直至总速度增量满足预设约束；
步骤五：根据步骤四完成最优两脉冲转移，实现追踪星与基准星的编队初始化。
2.如权利要求1所述的考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，其特征在于：步骤四具体实现方法为，
记步骤三得到的两脉冲总速度增量为Jn,若Jn＜Δvmax，Δvmax根据测控和执行精度选取，则完成所述的最优两脉冲交会，实现卫星编队初始化，否则返回步骤三，仅执行第一次交会脉冲，并根据观测结果重新优化两脉冲轨道，并判断总速度增量Jn+1的约束满足情况。
3.如权利要求1或2所述的考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，其特征在于：步骤二所述的求解对应的初始速度v1+′和终端速度v0-′利用Gauss算法或全局变量法。
4.如权利要求1或2所述的考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，其特征在于：步骤二所述的优化算法对目标函数进行优化选遗传算法或微分进化算法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710814830.1A CN107526368B (zh) | 2017-09-12 | 2017-09-12 | 一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710814830.1A CN107526368B (zh) | 2017-09-12 | 2017-09-12 | 一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107526368A CN107526368A (zh) | 2017-12-29 |
| CN107526368B true CN107526368B (zh) | 2020-02-11 |
Family
ID=60735737
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710814830.1A Active CN107526368B (zh) | 2017-09-12 | 2017-09-12 | 一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107526368B (zh) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109375648B (zh) * | 2018-12-07 | 2020-04-10 | 北京理工大学 | 一种多约束条件下椭圆轨道卫星编队构形初始化方法 |
| CN110032768B (zh) * | 2019-03-15 | 2022-10-04 | 中国西安卫星测控中心 | 一种使用精确动力学模型的四脉冲轨道交会优化方法 |
| CN110413001B (zh) * | 2019-07-11 | 2022-05-17 | 南京邮电大学 | 一种基于智能优化预测控制的卫星编队队形保持方法 |
| CN111268176B (zh) * | 2020-01-17 | 2021-06-11 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种摄动轨道四脉冲交会快速优化方法 |
| CN111439394B (zh) * | 2020-03-20 | 2021-12-07 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于加速度计组合的高精度编队控制方法 |
| CN112161632B (zh) * | 2020-09-23 | 2022-08-12 | 北京航空航天大学 | 一种基于相对位置矢量测量的卫星编队初始定位方法 |
| CN112800548B (zh) * | 2021-02-25 | 2023-02-03 | 中国人民解放军国防科技大学 | 摄动轨道机动瞄准方法和装置 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103257653A (zh) * | 2013-05-22 | 2013-08-21 | 上海新跃仪表厂 | 一种基于燃料消耗优化的卫星编队构形控制方法 |
| CN104142686A (zh) * | 2014-07-16 | 2014-11-12 | 北京控制工程研究所 | 一种卫星自主编队飞行控制方法 |
| CN105005651A (zh) * | 2015-07-09 | 2015-10-28 | 北京航空航天大学 | 航天器脉冲交会轨迹的梯度分割区间优化设计方法 |
| CN105631095A (zh) * | 2015-12-18 | 2016-06-01 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种等间隔发射的多约束地月转移轨道簇搜索方法 |
| CN105930305A (zh) * | 2016-04-14 | 2016-09-07 | 清华大学深圳研究生院 | 一种三脉冲交会接近制导方法 |
| CN106094529A (zh) * | 2016-07-15 | 2016-11-09 | 上海航天控制技术研究所 | 编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法 |
-
2017
- 2017-09-12 CN CN201710814830.1A patent/CN107526368B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103257653A (zh) * | 2013-05-22 | 2013-08-21 | 上海新跃仪表厂 | 一种基于燃料消耗优化的卫星编队构形控制方法 |
| CN104142686A (zh) * | 2014-07-16 | 2014-11-12 | 北京控制工程研究所 | 一种卫星自主编队飞行控制方法 |
| CN105005651A (zh) * | 2015-07-09 | 2015-10-28 | 北京航空航天大学 | 航天器脉冲交会轨迹的梯度分割区间优化设计方法 |
| CN105631095A (zh) * | 2015-12-18 | 2016-06-01 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种等间隔发射的多约束地月转移轨道簇搜索方法 |
| CN105930305A (zh) * | 2016-04-14 | 2016-09-07 | 清华大学深圳研究生院 | 一种三脉冲交会接近制导方法 |
| CN106094529A (zh) * | 2016-07-15 | 2016-11-09 | 上海航天控制技术研究所 | 编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法 |
Non-Patent Citations (5)
| Title |
|---|
| Establishment of Satellite Formation with Initial Uncertainty by Control Lyapunov Function Approach;M. Navabi等;《Journal of Aerospace Technology and Management》;20121231;第4卷(第1期);第7-13页 * |
| Hybrid optimization for multiple-impulse reconfiguration trajectories of satellite formation flying;Dong-Yoon Kim，等;《ADVANCES IN SPACE RESERACH》;20091231;第44卷;第1257-1269页 * |
| 卫星编队保持的初始化条件及仿真分析;吴炜华，等;《计算机仿真》;20091031;第26卷(第10期);第80-83页 * |
| 基于Hill方程的一种小卫星共面编队的初始化仿真;刁晶晶，等;《系统仿真技术及其应用》;20071231;第9卷;第600-603页 * |
| 椭圆轨道编队构型的初始化控制研究;雷博持，等;《空间科学学报》;20151231;第35卷(第1期);第86-93页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107526368A (zh) | 2017-12-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107526368B (zh) | 一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法 | |
| CN107589756B (zh) | 一种奔月卫星编队初始化方法 | |
| CN101320524B (zh) | 多处理器实时仿真平台 | |
| CN103112600B (zh) | 一种星际转移轨道设计方法 | |
| CN109592079A (zh) | 一种限定时间的航天器共面交会变轨策略确定方法 | |
| CN102981507A (zh) | 一种软着陆自主障碍规避常推力器控制方法 | |
| CN109283934B (zh) | 基于旋转路径质量的航天器多约束姿态机动优化方法 | |
| CN110733667B (zh) | 地月平动点轨道间转移设计方法 | |
| CN108279011B (zh) | 行星探测着陆轨迹综合优化方法 | |
| CN100476359C (zh) | 一种基于星光角距的深空探测器upf自主天文导航方法 | |
| CN106672266A (zh) | 考虑时间约束的平衡点Halo轨道调相轨道转移方法 | |
| CN113310496B (zh) | 一种确定月地转移轨道的方法及装置 | |
| Vazquez et al. | Trajectory planning for spacecraft rendezvous with on/off thrusters | |
| CN103591956B (zh) | 一种基于可观测性分析的深空探测器自主导航方法 | |
| CN111680462B (zh) | 基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统 | |
| CN103198187A (zh) | 基于微分修正的深空探测器的轨道设计方法 | |
| CN105930305A (zh) | 一种三脉冲交会接近制导方法 | |
| Okasha et al. | Guidance and control for satellite in-orbit-self-assembly proximity operations | |
| CN113602535A (zh) | 一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法及计算机设备 | |
| CN103123487A (zh) | 一种航天器姿态确定方法 | |
| Mceowen et al. | High-accuracy 3-dof hypersonic reentry guidance via sequential convex programming | |
| CN108082538B (zh) | 一种考虑始末约束的多体系统低能量捕获轨道方法 | |
| CN103274066B (zh) | 从Halo轨道出发探测深空目标的逃逸轨道设计方法 | |
| CN110231619B (zh) | 基于恩克法的雷达交接时刻预报方法及装置 | |
| CN108100306A (zh) | 一种快速筛选日地平衡点小行星探测目标的方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |