小推力航天器高低轨飞行规划方法研究及仿真
发布时间：2021-08-24 14:31
地球同步轨道（GEO）航天器在通讯、导航等方面有着广泛的应用。近年来,GEO航天器的轨道转移技术正在由化学燃料推进转变为电推进式的小推力技术,其具有比冲量大,推力可控性好的特点,可以有效的提升载荷质量。本文对小推力航天器由低轨向高轨的飞行轨道进行规划与优化,使用SiROS为轨道转移规划模型设计了仿真系统,实现了小推力航天器高低轨轨道转移仿真功能,主要研究工作如下:（1）对采用电力推进小推力技术的同步轨道卫星路径规划进行基础理论研究。研究电推进的基本原理、航天系统时间表示方法、空间坐标系表示方法及转换、空间物体位置描述方法、小推力航天器动力学模型和空间环境影响因素。（2）对电推进式小推力卫星模型的轨道转移算法的优化研究。小推力航天器模型的变轨过程可以转换为最优控制中两点边值问题求解,针对该问题使用了多重打靶算法和退火遗传算法进行解算。经过研究,得到了特殊情况下小推力航天器模型的轨道转移优化的解析结果,并对初始轨道以标称轨道算法为基础进行了算法优化设计。（3）小推力卫星轨道转移优化仿真研究。基于空间智能机器人操作系统（SiROS）仿真软件,开发了推进系统配置模块、初始标称轨道规划模块、精确...
【文章来源】：中北大学山西省
【文章页数】：99 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
有效排气速度与有效载荷比关系图
中北大学学位论文12卫星的姿态[32]。依据X、Y、Z轴指定方向的不同，当地轨道坐标系可以划分为三个：tnw本地轨道坐标系，qsw本地轨道坐标系，lvlh本地轨道坐标系。在小推力轨道转移任务中，为避免计算过程出现奇异，还用到了一种春分点轨道坐标系，其相关定义在2.4小节给出。2.3.1地心赤道惯性坐标系在1687年，Newton提出了关于运动的Newton定律。使Newton定律成立的坐标系为惯性坐标系。图2-2地心赤道惯性坐标系ECIFig2-2GeocentricequatorialinertialcoordinatesystemECIO：地球中心；X轴：赤道平面内，指向春分点；Y轴：赤道平面内垂直于X轴；Z轴：沿地球自转轴指向北极。随着时间的变化，春分点是会移动的，在短周期内春分点是不变的，但是在长周期内春分点会按照大约每年0.8"的速度在天球上移动。为了固定春分点，天文和宇航中通常定义某个参考时刻的春分点。因此，ECI所使用的天赤道和春分点是某一特定日期特定时刻(如2000.0年或1950.0年)的天赤道和春分点。图2-3是地心赤道纪元惯性坐标系。常用的是J2000惯性坐标系，国际协会决定以2000年的平春分点为J2000惯性坐标系的X轴指向[33]。
中北大学学位论文13图2-3地心赤道纪元惯性坐标系Fig2-3GeocentricequatorialerainertialcoordinatesystemO：地球中心；X轴：位于赤道平面内，指向某特定纪元时刻的春分点；Y轴：赤道平面内垂直于X轴；Z轴：沿地球自转轴指向北极。2.3.2地心赤道旋转坐标系地心赤道旋转坐标系的简称为ECF坐标系，该坐标系随着地球的自转而旋转，就像是被固定在地球上，所以也叫地球固连坐标系。该坐标系对于我们进行飞行器任务分析有一定的意义，地球引力位的球谐函数也是在地固坐标系下描述的[34]。此坐标的定义如下：O：地球中心；eX轴：由点O指向赤道平面与0度经线的交点；eY轴：赤道平面内垂直于eX轴；eZ轴：沿地球自转轴指向北极。
【参考文献】：
期刊论文
[1]UKF参数估计在航天器气动辅助变轨问题中的应用[J]. 本立言,谢祥华,张锐. 宇航学报. 2019(09)
[2]基于伪谱法的行星际小推力轨道优化设计[J]. 黎桪,韩潮,李娟,张兴民. 计算机仿真. 2019(07)
[3]软件接收机UTC卫星双向时间传递[J]. 江志恒,武文俊. 时间频率学报. 2019(03)
[4]基于SOFA的时间和坐标系统转换实现[J]. 张彦芬,张永战,周星宇. 经纬天地. 2019(01)
[5]Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode[J]. Alexey Gennadievich VOROBYEV,Svatlana Sergeevna VOROBYEVA,Lihui ZHANG,Evgeniy Nikolaevich BELIAEV. Chinese Journal of Aeronautics. 2019(02)
[6]高性能电推进系统的发展及在GEO卫星平台中的应用[J]. 任亚军,王小永. 真空与低温. 2018(01)
[7]基于X射线脉冲星导航试验卫星观测数据的到达时间估计[J]. 林晴晴,帅平,黄良伟,张新源,陈绍龙,吴耀军,贝晓敏,蒙静,陈强,张倩,张恒彬. 中国空间科学技术. 2018(01)
[8]Autonomous orbit determination using epoch-differenced gravity gradients and starlight refraction[J]. Pei CHEN,Tengda SUN,Xiucong SUN. Chinese Journal of Aeronautics. 2017(05)
[9]考虑J2项摄动的小推力燃料最优转移轨道设计[J]. 潘迅,泮斌峰,唐硕. 哈尔滨工业大学学报. 2017(10)
[10]伪谱法求解深空探测小推力轨道[J]. 蒋瑞晔,晁涛,王松艳,杨明. 系统仿真学报. 2017(09)
博士论文
[1]柔性可扩展全电推卫星平台PCPU的研究[D]. 付明.哈尔滨工业大学 2017
[2]连续小推力作用下航天器机动轨道设计[D]. 孙冲.西北工业大学 2017
[3]全电推进卫星轨道设计与控制若干关键技术研究[D]. 杨大林.南京航空航天大学 2016
[4]航天器在轨服务任务规划技术研究[D]. 余婧.国防科学技术大学 2015
[5]深空探测器小推力轨道优化设计方法及其应用研究[D]. 蒋小勇.国防科学技术大学 2014
[6]星际探测中的小推力转移轨道设计与优化方法研究[D]. 任远.哈尔滨工业大学 2007
硕士论文
[1]非合作目标空间交会近程导引方法研究[D]. 曲光.哈尔滨工业大学 2018
[2]高轨航天器近距离交会任务规划研究[D]. 高泽天.哈尔滨工业大学 2018
[3]通道壁面材料布置及磁场对霍尔推力器放电特性影响研究[D]. 刘广睿.大连海事大学 2017
[4]面向航天器在轨服务的鲁棒单目视觉导航方法研究[D]. 江春.南京航空航天大学 2017
[5]多旋翼无人机自主飞行控制方法研究与实现[D]. 马亚丽.天津大学 2017
[6]基于Lambert问题的J2摄动空间交会策略[D]. 王斌.哈尔滨工业大学 2016
[7]基于地磁/天文的飞行器自主导航方法研究[D]. 孙琦.哈尔滨工业大学 2016
[8]基于GEO卫星的小推力推进器构型设计与轨道转移设计研究[D]. 邵珠君.南京航空航天大学 2016
[9]基于傅立叶级数展开的航天器连续推力机动轨道设计[D]. 王雪峰.西北工业大学 2016
[10]载人小行星探测转移轨道设计与优化[D]. 郑博.哈尔滨工业大学 2015
本文编号：3360165
【文章来源】：中北大学山西省
【文章页数】：99 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
有效排气速度与有效载荷比关系图
中北大学学位论文12卫星的姿态[32]。依据X、Y、Z轴指定方向的不同，当地轨道坐标系可以划分为三个：tnw本地轨道坐标系，qsw本地轨道坐标系，lvlh本地轨道坐标系。在小推力轨道转移任务中，为避免计算过程出现奇异，还用到了一种春分点轨道坐标系，其相关定义在2.4小节给出。2.3.1地心赤道惯性坐标系在1687年，Newton提出了关于运动的Newton定律。使Newton定律成立的坐标系为惯性坐标系。图2-2地心赤道惯性坐标系ECIFig2-2GeocentricequatorialinertialcoordinatesystemECIO：地球中心；X轴：赤道平面内，指向春分点；Y轴：赤道平面内垂直于X轴；Z轴：沿地球自转轴指向北极。随着时间的变化，春分点是会移动的，在短周期内春分点是不变的，但是在长周期内春分点会按照大约每年0.8"的速度在天球上移动。为了固定春分点，天文和宇航中通常定义某个参考时刻的春分点。因此，ECI所使用的天赤道和春分点是某一特定日期特定时刻(如2000.0年或1950.0年)的天赤道和春分点。图2-3是地心赤道纪元惯性坐标系。常用的是J2000惯性坐标系，国际协会决定以2000年的平春分点为J2000惯性坐标系的X轴指向[33]。
中北大学学位论文13图2-3地心赤道纪元惯性坐标系Fig2-3GeocentricequatorialerainertialcoordinatesystemO：地球中心；X轴：位于赤道平面内，指向某特定纪元时刻的春分点；Y轴：赤道平面内垂直于X轴；Z轴：沿地球自转轴指向北极。2.3.2地心赤道旋转坐标系地心赤道旋转坐标系的简称为ECF坐标系，该坐标系随着地球的自转而旋转，就像是被固定在地球上，所以也叫地球固连坐标系。该坐标系对于我们进行飞行器任务分析有一定的意义，地球引力位的球谐函数也是在地固坐标系下描述的[34]。此坐标的定义如下：O：地球中心；eX轴：由点O指向赤道平面与0度经线的交点；eY轴：赤道平面内垂直于eX轴；eZ轴：沿地球自转轴指向北极。
【参考文献】：
期刊论文
[1]UKF参数估计在航天器气动辅助变轨问题中的应用[J]. 本立言,谢祥华,张锐. 宇航学报. 2019(09)
[2]基于伪谱法的行星际小推力轨道优化设计[J]. 黎桪,韩潮,李娟,张兴民. 计算机仿真. 2019(07)
[3]软件接收机UTC卫星双向时间传递[J]. 江志恒,武文俊. 时间频率学报. 2019(03)
[4]基于SOFA的时间和坐标系统转换实现[J]. 张彦芬,张永战,周星宇. 经纬天地. 2019(01)
[5]Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode[J]. Alexey Gennadievich VOROBYEV,Svatlana Sergeevna VOROBYEVA,Lihui ZHANG,Evgeniy Nikolaevich BELIAEV. Chinese Journal of Aeronautics. 2019(02)
[6]高性能电推进系统的发展及在GEO卫星平台中的应用[J]. 任亚军,王小永. 真空与低温. 2018(01)
[7]基于X射线脉冲星导航试验卫星观测数据的到达时间估计[J]. 林晴晴,帅平,黄良伟,张新源,陈绍龙,吴耀军,贝晓敏,蒙静,陈强,张倩,张恒彬. 中国空间科学技术. 2018(01)
[8]Autonomous orbit determination using epoch-differenced gravity gradients and starlight refraction[J]. Pei CHEN,Tengda SUN,Xiucong SUN. Chinese Journal of Aeronautics. 2017(05)
[9]考虑J2项摄动的小推力燃料最优转移轨道设计[J]. 潘迅,泮斌峰,唐硕. 哈尔滨工业大学学报. 2017(10)
[10]伪谱法求解深空探测小推力轨道[J]. 蒋瑞晔,晁涛,王松艳,杨明. 系统仿真学报. 2017(09)
博士论文
[1]柔性可扩展全电推卫星平台PCPU的研究[D]. 付明.哈尔滨工业大学 2017
[2]连续小推力作用下航天器机动轨道设计[D]. 孙冲.西北工业大学 2017
[3]全电推进卫星轨道设计与控制若干关键技术研究[D]. 杨大林.南京航空航天大学 2016
[4]航天器在轨服务任务规划技术研究[D]. 余婧.国防科学技术大学 2015
[5]深空探测器小推力轨道优化设计方法及其应用研究[D]. 蒋小勇.国防科学技术大学 2014
[6]星际探测中的小推力转移轨道设计与优化方法研究[D]. 任远.哈尔滨工业大学 2007
硕士论文
[1]非合作目标空间交会近程导引方法研究[D]. 曲光.哈尔滨工业大学 2018
[2]高轨航天器近距离交会任务规划研究[D]. 高泽天.哈尔滨工业大学 2018
[3]通道壁面材料布置及磁场对霍尔推力器放电特性影响研究[D]. 刘广睿.大连海事大学 2017
[4]面向航天器在轨服务的鲁棒单目视觉导航方法研究[D]. 江春.南京航空航天大学 2017
[5]多旋翼无人机自主飞行控制方法研究与实现[D]. 马亚丽.天津大学 2017
[6]基于Lambert问题的J2摄动空间交会策略[D]. 王斌.哈尔滨工业大学 2016
[7]基于地磁/天文的飞行器自主导航方法研究[D]. 孙琦.哈尔滨工业大学 2016
[8]基于GEO卫星的小推力推进器构型设计与轨道转移设计研究[D]. 邵珠君.南京航空航天大学 2016
[9]基于傅立叶级数展开的航天器连续推力机动轨道设计[D]. 王雪峰.西北工业大学 2016
[10]载人小行星探测转移轨道设计与优化[D]. 郑博.哈尔滨工业大学 2015
本文编号：3360165
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