有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制
本文基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.接着,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.
航天器 绕飞轨道 控制系统 线性动力学模型
师鹏 赵育善 李保军
北京航空航天大学宇航学院,北京100083
国内会议
北京
中文
611-617
2006-09-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）