有限推力
有限推力的相关文献在1993年到2022年内共计84篇,主要集中在航天(宇宙航行)、数学、武器工业
等领域,其中期刊论文64篇、会议论文5篇、专利文献31534篇;相关期刊35种,包括系统工程与电子技术、西北工业大学学报、计算机仿真等;
相关会议5种,包括第二届全国航天飞行动力学技术研讨会、2010国防空天信息技术前沿论坛、全国第十三届空间及运动体控制技术学术会议等;有限推力的相关文献由199位作者贡献,包括乔栋、杨涤、荆武兴等。
有限推力—发文量
专利文献>
论文:31534篇
占比:99.78%
总计:31603篇
有限推力
-研究学者
- 乔栋
- 杨涤
- 荆武兴
- 袁建平
- 陈士橹
- 冯维明
- 孙超
- 徐敏
- 李军锋
- 李翔宇
- 梁新刚
- 潘伟
- 王常虹
- 路长厚
- 龚胜平
- 冯昊
- 刘俊尧
- 刘德成
- 刘新建
- 刘莹莹
- 叶昌
- 吴瑶华
- 周军
- 周静
- 和兴锁
- 夏红伟
- 岳晓奎
- 师鹏
- 庞博
- 张亚锋
- 张力
- 张相宇
- 张磊
- 彭坤
- 徐世杰
- 易涛
- 曾奎
- 朱战霞
- 李志辉
- 李鹏
- 杜燕茹
- 梁轲
- 汤一华
- 涂良辉
- 潘雷
- 王大轶
- 王志军
- 田百义
- 罗伟
- 罗达
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王访寒;
周如好;
余薛浩;
黄飞;
陈海朋
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摘要:
针对末端时间自由的上面级远程交会问题,提出一种基于序列凸优化的上面级远程交会轨迹优化方法。首先建立了末端时间自由的上面级远程交会模型,通过约束松弛和线性化等方法将该模型转化为一组可以迭代求解的凸优化问题。其次结合上面级发动机推力较大的特点,采用双脉冲变轨的计算结果作为迭代初值,进而减少迭代次数。最后用对偶内点法求出远程交会轨迹与推力控制序列。仿真结果表明:该方法计算速度快,实时性好,可为上面级远程交会任务提供参考。
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王亚锋;
陈泰龙;
范开国
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摘要:
以采用有限推力的航天器轨道机动问题为研究对象,根据航天器的运动模型,构建了轨道转移的两点边值问题,给出了发动机开关函数,设计了开关逻辑,应用非线性规划求解两点边值问题,得到了精确的发动机开关时刻和推力方向。最后,用仿真算例验证了本文方法的有效性。
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李欣;
赵海波;
马士国
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摘要:
针对空间交会对接最终平移段追踪器沿视线作受迫接近运动问题,基于相对运动动力学特性研究V-bar、R-bar直线接近制导方法,设计了采用脉冲式匀速和有限推力式变速直线制导律,获得了燃料最省的制导条件.最后进行了仿真验证与对比分析,仿真结果表明,设计的制导律简单有效,其中V-bar直线制导的脉冲式实现与有限推力式实现燃料消耗相同,但有限推力式转移时间较长;而R-bar直线制导的有限推力式实现与脉冲式实现相比,燃料消耗更多,转移时间也更长.设计的V-bar、R-bar脉冲式和有限推力式直线制导律适合不同推进器配置下的工程应用.
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史树峰;
师鹏;
赵育善
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摘要:
针对约束再入点地理位置的再入飞行器离轨问题,提出了一种基于星下点机动的离轨规划方法.再入飞行器的离轨轨道设计受到飞行器当前轨道状态和再入点参数的约束.首先,基于轨道飞行原理,建立了一般椭圆轨道冲量模型下离轨制动参数和再入点参数的关系,分析了最优离轨的推力施加原则;其次,在考虑地球自转的前提下,提出了直接离轨必要条件,针对约束再入点经纬度的问题,完善了利用非线性规划优化方法确定有限推力模型下离轨点位置的策略,同时给出了符合燃料最优目标的离轨制动参数;最后,探讨了一般情况下初始轨道不满足直接离轨必要条件时,为满足星下点约束而进行的轨道机动施加策略.
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罗绪盛;
麻娜;
荆武兴;
盛伟强
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摘要:
针对火星探测的捕获制动问题,建立了描述推力沿速度反方向、推力方向固定和推力匀速转动3种制动策略的有限推力模型.以消耗的燃料质量和入轨近火点的高度误差为双目标,利用多目标粒子群算法优化控制参数,得到多目标问题的Pareto非劣解集和Pareto前沿.仿真校验时采用均匀设计法初始化种群,发现推力沿速度反方向时捕获效率最高;方向固定时近火点高度误差小;推力匀速转动会抬升近火点高度,但推力方向与速度反方向夹角小,燃料消耗较少.推力方向匀速转动的策略可以作为优先选用的策略,当出现故障需紧急制动时可启用推力沿速度反方向策略,控制探测器先被火星捕获.仿真表明双目标优化可比燃料最优的单目标提供更全面的决策信息,有助于确定设计方案.%To solve the capture and brake problem of Mars prober, this paper establishes the model of finite-thrust, involving three different strategies.Multi-objective particle swarm optimization algorithm is used to minimize both fuel consumption and periapsis distance error, and method of uniform design is applied to initialize particle populations.After simulation, Pareto-optimal set and Pareto front are obtained.It's indicated that capture strategy of fixed-direction thrust produced smaller periapsis distance error, whereas capture process where thrust direction is anti-parallel to velocity saves more fuel due to less gravity loss.Periapsis height is increased for strategy with constant rotation rate of thrust, and fuel consumption is moderate because of small angle between thrust direction and reverse direction of velocity vector.The idea of two optimized objectives can provide more comprehensive decision-making information than single objective of fuel consumption.
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杏建军;
陈子昂;
石凯宇;
廖俊
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摘要:
If the thrust to mass ratio is small,the error between the finite burn transfers and the Lambert impulsive guidance is significant.The general method of solution is to run an integrated trajectory computer program.An analytic method is presented to reduce this error and alleviate on-board computer burden.The terminal state parameters of the Lambert impulsive guidance are used as the terminal constraints of the finite burn transfers.The initial state of the finite burn transfers as the design parameters are selected by the linearized method to meet the terminal constraints and make the same trajectory of the finite burn and impulsive transfers after the finite burn.The numerical simulation illustrates the presented analytical method could effectively correct the error of the velocity impulse assumption,and has the advantages of small computation burden.%针对Lambert速度冲量制导方法小推质比实施误差较大的问题,提出了一种解析的快速修正方法.该方法以Lambert速度冲量制导终端状态为约束条件,采用修正初始制动点的方式修正小推质比实施速度冲量带来的误差.仿真结果表明:该方法可有效修正速度冲量假设小推质比实施的误差,并且具有计算量小、速度快的优点.
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张志国;
龚胜平
- 《第二届全国航天飞行动力学技术研讨会》
| 2013年
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摘要:
本文主要研究采用有限推力共振V∞甩摆策略(VILMs)进行转移轨道的设计.首先给出蒂萨兰德图(Tisserand Graph)进行全局引力辅助顺序和路径的搜索方法,通过零点弧段拼接模型求解一系列兰伯特(Lambert)问题得到甩摆初末条件,由脉冲近似结果作为初值代入有限推力轨迹优化方法得到共振转移的邦邦控制解,多圈控制策略均为远地点附近连续推力控制,结果优于脉冲策略.设计过程为未来深空探测任务提供了有效的方法和手段.
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彭坤;
徐世杰
- 《全国第十三届空间及运动体控制技术学术会议》
| 2008年
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摘要:
针对在推力有限时,地球同步轨道卫星在远地点变轨的弧段很长,会导致较大的燃料损失的问题,本文基于脉冲变轨原理,研究了地球同步轨道卫星远地点有限推力多次变轨问题,提出了具有星下点约束的最省燃料变轨方案,给出了每次变轨的推力方向和点火起止时刻及最优中间过渡轨道。仿真结果验证了该方案的有效性.
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杨维廉
- 《全国第十一届空间及运动体控制技术学术会议》
| 2004年
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摘要:
有限推力的轨道机动存在重力损耗问题,在设计初期常采用脉冲推力的理想近似来估算轨道控制所需的速度增量,这样的处理既简单又方便.但这种估算由于未考虑重力损耗是偏低的,必须进一步把重力损耗增加进去.本文提供一种计算重力损耗的方法,并将其用于我国正在研制的第一颗月球探测卫星的近地点轨道机动的分析.
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罗达;
周军;
刘莹莹
- 《2010国防空天信息技术前沿论坛》
| 2010年
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摘要:
根据先进上面级的推力特点和任务需求,将先进上面级的快速机动轨道优化问题转化为有限推力下时间最优轨道机动问题来求解。首先建立脉冲推力下的多约束时间最优优化模型,然后利用改进的微分进化法,求解全局最优解;其次建立有限推力下的修正模型,对脉冲推力的优化结果进行修正;最终得到有限推力下时间最优轨道机动问题的解。通过快速轨道交会仿真验证了模型和算法的合理性,所得终端位置误差在1km量级,在容许范围内,可通过末端轨道调整进一步修正。