GEO卫星快速发射入轨定点控制方法

论文摘要

提出了一种GEO卫星快速发射入轨定点方法,运载火箭将卫星发射进入GTO轨道后,由上面级或卫星自身在48h内快速定点到GEO轨道任意指定定点位置。考虑时间、测控等约束,在选定变轨策略基础上,以燃料消耗最小为目标,优化给出了快速入轨定点标称轨迹。采用无奇异的春分点根数描述轨道运动,基于最小二乘法给出了航天器在有限推力条件下变轨的闭环显式制导方法,控制航天器沿标称轨迹飞行。仿真算例表明,采用该变轨策略、轨道优化设计方法和制导律,可以完成GEO卫星快速入轨定点控制。

论文目录

• 1 快速入轨定点策略分析
• 2 标称轨道优化设计
•   2.1 规划变量的选取
•   2.2 规划变量取值范围
•   2.3 目标函数
•   2.4 轨道优化算例
•     2.4.1 初始轨道
•     2.4.2 终端目标
•     2.4.3 相关参数
•     2.4.4 优化结果
•       （1）第一次变轨的相关参数
•       （2）第二次变轨的相关参数
• 3 制导律设计
•   3.1 原理概述
•   3.2 待增速度计算
•   3.3 推力方向计算
•   3.4 数值仿真
•     （1）第一次机动变轨仿真
•     （2）第二次机动变轨仿真
• 4 结束语

文章来源

类型: 期刊论文

作者: 陈记争,孙松涛,冯刚,肖余之

关键词: 快速发射定点,轨道优化,春分点根数,显式制导,定点控制,飞行动力学与控制

来源: 中国空间科学技术 2019年06期

年度: 2019

分类: 工程科技Ⅱ辑

专业: 航空航天科学与工程

单位: 上海宇航系统工程研究所,上海航天技术研究院

分类号: V448;V525

DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2019.0049

页码: 47-54

总页数: 8

文件大小: 1861K

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