本文選題：航天器　切入點(diǎn)：相對(duì)運(yùn)動(dòng)　出處：《中國空間科學(xué)技術(shù)》2016年05期

【摘要】：基于航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣描述,研究了空間相對(duì)懸停的多脈沖控制方法,解決了工程實(shí)踐中連續(xù)推力懸停軌道控制技術(shù)對(duì)航天器控制推進(jìn)系統(tǒng)要求較高的難題。給出了兩航天器在圓、橢圓和雙曲線等圓錐曲線參考軌道上相對(duì)運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣描述。在此基礎(chǔ)上,定性分析了橢圓參考軌道偏心率對(duì)懸停精度的影響,推導(dǎo)了航天器多脈沖懸停速度脈沖控制量的計(jì)算方法。數(shù)值仿真算例顯示,該方法可有效實(shí)現(xiàn)一定懸停精度要求下的空間相對(duì)懸�？刂�,且隨著一個(gè)軌道周期內(nèi)脈沖數(shù)的增加,相對(duì)懸停的效果得到提升。
[Abstract]:Based on the state transfer matrix description of the relative motion of spacecraft, the multi-pulse control method of space relative hovering is studied, which solves the difficult problem that the continuous thrust hovering orbit control technology requires the spacecraft control propulsion system in engineering practice.The state transfer matrix description of the relative motion of two spacecraft on the reference orbits of circular elliptic and hyperbolic curves is given.On this basis, the influence of elliptical reference orbit eccentricity on hovering accuracy is analyzed qualitatively, and the calculation method of spacecraft multi-pulse hovering velocity pulse control is derived.The numerical simulation results show that the method can effectively realize the space relative hovering control under certain hovering precision, and the effect of relative hovering is improved with the increase of the number of pulses in a orbit period.
【作者單位】： 西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院;北京宇航系統(tǒng)工程研究所;航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室;
【分類號(hào)】：V448.2

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本文編號(hào)：1725039