绕飞

摘要： 舰艏高昂,浪花四溅。战舰在海鸥的绕飞下,轻捷地划过一望无际的蔚蓝海面。银灰色的舰体后,白色的航迹还在不断延伸。保定舰的官兵很喜欢看这些不断延伸的航迹。这道航迹,不仅是保定舰快速成长的印记,还是新时代海军官兵备战打仗、胜战能力不断提升的轨迹。

摘要： 翻开中国载人航天工程"三步走"战略,不难看出,"神舟十二号"飞行任务承上启下,十分关键。"神舟十二号"的成功发射,意味着我国第一座自主研发的空间站开始进入一页全新的篇章,开始验证解决有较大规模的、长期有人照料的空间应用问题。"神舟十二号"飞船从运送3名航天员前往空间站天和核心舱,到驻留3个月之后再将他们安全送回地面,整个过程会实现我国载人航天任务五个"首次":首次实施载人飞船自主快速交会对接;首次实施绕飞空间站并进行径向交会;神舟飞船首次实现长期在轨停靠。

摘要： 飞行汽车量产?车企哪来的自信。登上这架造型“有些奇特”的飞行器时,陈凡(化名)还是有些忐忑。这架外形类似直升机的飞行器,由一个两人座舱和其下方的八轴螺旋桨组成,按照既定航线,它将带领陈凡和另一位乘客.垂直起飞并在指定航线绕飞一周。但随着飞行器起飞升空,紧张感却没了。

摘要： 8月20日在北京航天飞行控制中心大屏拍摄的神舟十二号乘组航天员聂海胜、刘伯明在出舱任务结束后挥手示意。目前,神舟十二号载人飞行任务已经进入第三个月。后续,航天员乘组将继续开展空间科学实验和技术试验,计划9月中旬返回东风着陆场。返回前,神舟飞船还将进行绕飞及径向交会试验。

摘要： 本文分析了我国雷暴活动的气候特征:南方多于北方,山地多于平原,内陆多于沿海地区和江湖流域,以及潮湿地区多于干旱地区.概述了在我国雷暴天气飞行中、颠簸、积冰、雷击、冰雹、下击暴流等危及安全的因素.结合飞行各个阶段提出应对措施.

摘要： 本文提出一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法.该方法依据实时相对位置和目标位置确定绕飞坐标系;在绕飞坐标系中,分别采用扇形轨迹和直线轨迹设计了两类接近轨迹规划策略,利用相对位置和目标位置间的夹角进行规划策略选择,以规划得到过渡目标位置,并采用CW制导进行过渡目标位置的接近控制;为保证绕飞过程中相对测量敏感器始终有效测量,还设计了姿态指向控制律使追踪航天器x轴指向目标航天器.数学仿真校验了所设计方法的有效性.%A fly-around method applied to capture position on inertia axis of a non-cooperative target is proposed.Firstly,a fly-around frame is defined using real relative position and target position.Secondly,two kinds of scheme for approaching path design are described,one named sector scheme and another named beeline scheme.According to the angle between real relative position and target position,one of the two schemes is selected to produce a transitional target position,and CW guidance law is applied for approaching the position.Thirdly,an attitude control law is designed for keeping the x axis of chaser pointing to the non-cooperative target.Finally,the efficiency of the fly-around method is validated by a simulation.

摘要： 在圆形限制性三体问题的框架下研究了地月空间航天器绕飞接近跟踪控制方法.首先,以圆形限制性三体问题为基础建立了地月空间航天器相对运动模型,并通过无量纲化和线性化方法对模型进行了简化.接着,将地月空间航天器绕飞接近跟踪控制问题转化为模型参考输出跟踪问题,并结合模型参考输出跟踪理论和线性二次型最优控制理论设计绕飞接近跟踪控制器.最后,通过数学仿真验证控制器的有效性和可行性,仿真结果表明该方法能够实现地月空间航天器绕飞接近跟踪控制,对位置和速度的初始状态误差能够快速收敛.

摘要： 雷雨天气极大地威胁和干扰了飞行安全,是飞行安全的"天敌",面对当前民航业务快速增长的态势,如何保证飞行安全与通畅、减少航班延误现象就成为了当前人们普遍关心的问题,航班飞行的压力不仅来源于空中交通的繁忙状态,而且还不可避免地要受到雷雨恶劣天气的影响和干扰,由于雷雨天气出现频率较高、变化规律相对复杂且具有较大面积的影响,因而要重视雷雨恶劣天气下的安全绕飞管理工作,要积极探索雷雨天气下的安全绕飞策略和方法,确保航空飞行安全,减少航班的延误.

摘要： The configuration design and maintenance problem of flyaround trajectory for non-cooperative target monitoring in elliptical orbit is mainly studied.The relative motion equations applicable to the situation of elliptical reference orbit are set up by using orbital elements, the necessary condition of periodic flyaround motion centered the target is deduced.Considering the flyaround safety distance constraint, the design method of the flyaround trajectory is presented.Aiming at the influence of the earth oblateness J2 perturbation and atmospheric drag perturbation, the impulse control strategy for configuration keeping is proposed, and the nonlinear programing model is set up to solve the optimal-fuel configuration keeping problem.The simulation results show that the proposed method is very effective and suitable to analyze flyaround relative motion in elliptical orbit, and the optimal control method based on nonlinear programming is effective to realize high precision control for configuration keeping.%重点研究了对椭圆轨道上非合作目标进行长期绕飞监测的相对运动轨道构型设计与构型保持问题.利用轨道要素法建立了适用于目标轨道为椭圆轨道的相对运动模型,推导了以目标为中心的周期性绕飞运动的必要条件,考虑绕飞安全距离约束给出了满足目标监测要求的绕飞轨道设计方法,针对J2摄动和大气阻力摄动作用对绕飞轨道构型的影响,提出了绕飞轨道构型保持脉冲控制策略,建立了燃料最省构型保持非线性规划模型.仿真结果表明, 所提出的构型设计方法简单有效,适用于对椭圆轨道上目标的绕飞相对运动分析,基于非线性规划方法的构型保持最优控制方法能够有效实现燃料最省绕飞轨道构型保持的高精度控制.

摘要： 天舟一号飞行任务是空间实验室飞行任务的收官之战,也是中国载人航天工程“三步走”发展战略“第二步”的收官之战。这次任务完成后,我国将正式迈进“空间站时代”。“太空快递小哥”已到达,天宫二号请签收!4月20日19时41分发射成功的天舟一号,经过一天多的飞行,在4月22日12时23分与天宫二号空间实验室顺利完成自动交会对接。这是天宫二号自2016年9月15日发射入轨以来,首次与货运飞船进行的交会对接。

摘要： 在空间对接绕飞段两航天器相对位置较远、相对姿态较大的情况下,用改进的TRIAD算法获取了相对姿态角。采用已有方法求出视距的前提下,构造两个向量空间的单位正交基,利用基的变换计算旋转矩阵,再进一步用Quest算法求解相对姿态角。单位正交基能够严格地反映两个坐标系间的相对姿态关系,避免了传统TRIAD算法无法正确反映沿体轴方向的旋转(即无法计算滚转角),以及因构造的向量大小悬殊易造成大的计算舍入误差甚至导致结果错误等不足,可有效用于大姿态角的求解。结合绕飞段姿态角的特点进行仿真,结果表明该算法简单可靠,精确度高,不受姿态角大小的限制,与已有方法相比,优势明显。

摘要： 文章研究了空间交会对接任务中以捕获对接轴为目的的绕飞段的轨迹安全控制问题,分析了推力器偏差情况下的两种基本形式的双脉冲机动绕飞轨迹,对于存在安全隐患的情况经推导得到了推力器的偏差极限值,特别当轨迹不能保证被动安全性时,设计了避碰机动CAM(CollisionAvoidanceManoeuvres),以最终保证追踪航天器不进入目标器安全区.

摘要： 在深空探测活动中,深空探测器绕飞小天体(小行星或彗星等)时,由于小天体目标体积与质量较小、形状不规则、引力场较弱且分布不均匀、自旋轴可能为非主轴且不均匀自旋等特殊性的存在,深空探测器的绕飞轨道稳定性较差.本文考虑深空环境中太阳辐射压力与小天体引力的影响,按远离与接近两种情况,建立了深空探测器绕飞小天体的相对运动方程,基于Jacobi积分常数给出了绕飞轨道的稳定条件.

摘要： 本文从航天器交会运动的Hill方程求出解析解,分析追踪航天器悬停和绕飞的动力学特性.

摘要： 本实用新型公开了一种飞叉式绕线机边绕边绕工作机构，包括飞叉绕线器、调头限位板、调头齿轮、调头齿条限位座、调头齿条、顶叉、转子托板、调头气缸、拉顶叉杆和调头器；所述调头器的一侧内壁上设置有顶叉，所述调头器的一侧外壁上设置有转子托板，所述调头器的一侧外壁上设置有飞叉绕线器，所述调头器的一侧外壁上设置有拉顶叉杆；该实用新型，通过调头限位板、调头齿轮、调头齿条、转子托板、调头气缸和调头器形成双向对称式治具，采用该双向对称式治具让绕线机在工作的情况下，可以对另外一边进行取放的功能，实现了转子在绕线的过程中，就可以处理好取放转子的功能，避免了绕好之后再处理的弊端，提升工作效率。

摘要： 本发明实施例提供一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法，包括：确定理论观测点的数目及位置，选取N个观测点；采用基于C‑W方程的二脉冲控制方式控制绕飞航天器依次转移至每个观测点；判断到达观测点时航天器的本体角速度是否减小至观测相机清晰成像的阈值，若未达到该阈值则进行相对位置保持控制和姿态指向控制。本发明通过在观测期间高稳定度控制、非观测期间快速转移的方式，有效的解决了相机对高稳定度的需求和绕飞任务快速性需求之间的矛盾。

摘要： 本发明提供了一种绕飞编队高码速率星间链路切换方法及系统，包括：步骤1：根据编队成员卫星星历，建立轨道动力学递推模型；步骤2：根据所述轨道动力学递推模型中的轨道递推状态和载荷工作需求，完成编队成员卫星姿态信息估计；步骤3：根据所述卫星姿态信息估计，计算判断编队待建链两星间各链路天线相互可见性；步骤4：根据所述编队待建链两星间各链路天线相互可见性判断结果，综合分发编队星间链路切换逻辑。本发明解决了高码速率链路波束视场窄所造成的多链路天线切换逻辑确定问题，具有更一般的工程实用性。

摘要： 本发明公开一种基于迭代学习控制的小天体探测器绕飞段轨道跟踪控制方法，建立受到外部扰动和未建模扰动下的小天体动力学模型；设计非线性扰动观测器估计探测器受到的外部扰动，并将其动态特性补偿到控制器；设计反馈控制器抑制绕飞过程中的非周期扰动；设计迭代学习控制器抑制绕飞过程中的周期扰动；控制器输出与扰动观测器的输出相结合输入到伪速率调制器，产生调谐振荡脉冲，可控硅接收到触发信号而导通，诱导推力器发生主放电，在翻滚轴、航向轴、俯仰轴上产生推力。本发明公开的控制方法使小天体探测器在未知扰动下，提高绕飞段轨道跟踪控制精度和系统鲁棒性。

摘要： 本发明实施例提供一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法，包括：确定理论观测点的数目及位置，选取N个观测点；采用基于C‑W方程的二脉冲控制方式控制绕飞航天器依次转移至每个观测点；判断到达观测点时航天器的本体角速度是否减小至观测相机清晰成像的阈值，若未达到该阈值则进行相对位置保持控制和姿态指向控制。本发明通过在观测期间高稳定度控制、非观测期间快速转移的方式，有效的解决了相机对高稳定度的需求和绕飞任务快速性需求之间的矛盾。

摘要： 本发明公开了编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，具体为：根据主辅星轨道根数，计算编队构型参数；编队构型参数包括x‑y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；根据相对偏心率矢量的相位角和主星的纬度幅角判断主星的机动趋势；根据碰撞触发门限和航迹方向的安全距离门限，考虑航迹方向距离的不确定性，计算主星需要的半长轴改变量和速度增量。本发明的碰撞规避控制策略，碰撞规避控制仅需要1批次的航迹方向控制，控制量计算考虑了航迹方向距离的不确定性，计算方法简单，可实现以最小的代价完成碰撞规避控制。

摘要： 本发明专利涉及模拟器技术领域，且公开了一种飞行器绕飞接近运动模拟器，包括基座和防护圈，所述基座的底部设有转柱，所述转柱的底端固定连接有滚轮，所述基座的顶部中心安装有下磁铁板，所述下磁铁板的外侧设有伸缩柱，所述伸缩柱的顶端设有载盘，所述载盘的外侧固定连接有侧板，所述侧板的中间设有转轴，所述转轴的顶部固定连接有支撑板，所述转轴的底端设有限位环，所述支撑板的顶部设有电动推杆；本发明专利通过电动推杆，配合支撑板和转轴的使用，能够对载盘进行推动，利用电机可使得连接盘转动，带动模拟舱进行转动，从而模拟出逼真的绕飞效果，且本装置悬挂安装，增强本装置的悬浮体验感，提升本装置的体验感。

摘要： 本发明公开了基于偏心率倾角矢量的倾斜绕飞保持控制效果评估方法，根据地面测控系统的绝对定轨数据，针对基于高斯摄动方程建立编队控制模型的四脉冲构型保持控制过程，对构型参数捕获控制效果进行快速评估，并对四个脉冲的法向和切向控制轨控发动机推力效率分别进行标定，该方法提高了轨控精度，且可靠性高、操作性强、易推广和使用，对任务实施有重要的指导意义。

摘要： 绕飞背景下多种类空间目标姿态信息识别方法，它属于空间遥感与地理科学技术领域。本发明解决了现有的空间目标姿态信息识别方法存在信息利用率低且实时性差的问题。本发明方法所采取的主要技术方案为：步骤一、分别采集各种类卫星绕飞时，在相对于成像传感器视线方向的各个姿态下的空间目标光学图像，根据卫星姿态信息和卫星种类信息生成张量，并对生成的张量进行分解后，再根据分解结果获得每张图像对应的姿态特征向量；步骤二、基于步骤一的分解结果和获得的姿态特征向量对待测的空间目标光学图像进行姿态识别。本发明方法可以应用于空间目标姿态信息识别。

摘要： 本发明提出了一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，涉及航天器飞行技术领域。该方法包括：追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊，再从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊，再从目标航天器后方R2的位置形成第一绕飞椭圆，再形成第二绕飞椭圆。基于数值积分，通过选取迭代自变量和迭代约束条件，进行迭代求解，不仅可获得满足任务精度要求的计算结果，并且迭代求解的收敛过程的稳定、快速和准确。且本方法在地面测控区内实施变轨，保证对轨控过程实时监视和及时干预，并且获取地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求，以考虑地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求。