空间飞行器的一种直接定点入轨控制方法

为克服现有运载火箭在空间飞行器直接定点入轨控制方法上的缺陷,在继承美国土星-5火箭IMG和航天飞机LTG方法各自优点的基础上,提出了一种有效抑制初始偏差干扰和具有大偏航自适应控制能力的直接定点入轨控制方法,六自由度数值仿真算例验证表明:该方法和算法简单可靠,非线性迭代稳定性好,直接定点入轨精度可小于5km,利用该方法可控制空间飞行器直接定点入轨。

基于双冲量Lambert的快速定点入轨方法

研究初始位置、转移时间都不固定的双冲量Lambert变轨问题,提出一种能量最省的由地球低轨道进入同步静止轨道的快速定点入轨方法。该方法以两次变轨能量消耗和变轨时间为优化目标,以低轨道等待时间和转移轨道运行时间为约束条件,利用遗传算法寻优得到一条能量消耗少、定点入轨的双冲量快速转移轨道。仿真结果表明,本文方法与传统的Hohmann转移方法能量消耗接近,但轨道转移时间和冲量次数都减小,仿真结果验证了本文方法的有效性。

火箭定姿定点入轨的最优制导方法

提出了一种能够给定入轨姿态并同时满足速度位置的6个终端约束的最优制导方法。针对发动机推力方向可控的运载火箭,建立了火箭定姿定点入轨的最优控制命题。通过引入新的控制变量将带等式约束的命题转化为控制变量无约束问题,并通过推导得到可解的哈密顿方程组,通过代数方法对哈密顿方程进行推导和简化,再利用数值算法方便地计算出协态变量,进而得到最优控制量曲线。仿真结果表明,通过调节推力的方向,本文提出的制导方法能够使火箭以预定的姿态在指定的入轨点进入目标轨道。