轨道控制

摘要： 针对超低轨卫星所受气动力显著的特点,提出一种利用气动舵的气动力辅助轨道控制方法。通过分析大气旋转、卫星所处空间位置以及气动舵偏转角度对气动力的影响,对提出的轨道控制方法进行了优化。该方法通过调整气动舵产生连续微小的气动力对卫星轨道进行控制,使各轨道要素均保持在误差容限范围内。将其应用于太阳同步轨道上的对地观测卫星,仿真结果表明,该方法可以在卫星姿态保持三轴对地稳定的前提下,实现轨道保持控制,保证任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差在给定范围内。

摘要： 2020年12月17日,嫦娥五号返回器把1731克月球样品带回了地球,使我国成为世界第三个在月球采样返回地球的国家,为“嫦娥工程”的“绕、落、回”三步走发展规划画上了圆满句号。媒娥五号由上升器、着陆器、轨道器、返回器四个部分像穿糖葫芦一样“串”在一起。从发射到返回的时间里,它总共经历了23次重大的轨道控制和6次重大分离控制,以及动力下降和月面起飞、交会对接销很多风险比较高的项目,设计相当精妙复杂,类似变形金刚。

摘要： 针对卫星星群项目高规模化、低成本、低功耗的特性需求,提出一种基于地面新兴物联网协议——LoRa(Long Rang)协议的松散式、低成本、大容量的空间自组织星群系统。该系统由1颗主星和多颗子星构成,每颗子星分别运行于以主星为中心、特定距离为半径的独立球形壳体层中,每颗子星与主星具有双向通信,子星与子星间无通信需求,实现分布式空间传感器网络(SW)的功能,能够自主、协调地完成空间高精度观测任务和数据采集任务。该星群系统设计成本低,在轨构型维持简单,功耗低,其壳层式有界构型的设计方法及维持方式,适用其他任何无特殊队形要求的松散式有界星群系统中,具有广泛的应用价值。

摘要： 针对卫星星群项目高规模化、低成本、低功耗的特性需求,提出一种基于地面新兴物联网协议——LoRa(Long Rang)协议的松散式、低成本、大容量的空间自组织星群系统.该系统由1颗主星和多颗子星构成,每颗子星分别运行于以主星为中心、特定距离为半径的独立球形壳体层中,每颗子星与主星具有双向通信,子星与子星间无通信需求,实现分布式空间传感器网络(SW)的功能,能够自主、协调地完成空间高精度观测任务和数据采集任务.该星群系统设计成本低,在轨构型维持简单,功耗低,其壳层式有界构型的设计方法及维持方式,适用其他任何无特殊队形要求的松散式有界星群系统中,具有广泛的应用价值.

摘要： 定向井的轨迹设计和轨迹控制是一项比较复杂、综合性强的系统性工程,需要我们从不同的角度、不同的层次进行分析和考虑。首先要考虑的就是井眼轨迹设计时一定要根据现场的实际地质情况来进行,然后施工中控制好定向造斜、打好直井段、跟踪控制到靶点,最终才能实现定向井的准确中靶。

摘要： 月地转移是地月转移的相反过程,本文提出以再入点参数修正近月点B平面参数的逆向月地转移轨道计算方法,然后利用月地转移轨道与环月轨道求交线和近月点高度等比修正的方法得到月地入射参数,并根据速度增量最小条件推导了月地入射最优倾角的解析解,通过倾角遍历证明了解析解的正确性.基于月地转移轨道的升交点经度给出了入射窗口初值的解析公式.在脉冲月地入射参数的基础上,给出了有限推力下的月地入射参数计算方法,特别是给出了最优俯仰角的解析公式.最后以一条环月轨道为初始轨道计算了月地入射参数,分析了月地入射参数的规律,得出偏航角为0入射速度增量不一定最小的结论,并证明了文章给出的解析计算方法的最优性.

摘要： 通过总结北斗一号卫星到北斗三号卫星的发展过程,梳理了北斗导航卫星姿态与轨道控制技术的发展变化,以及在引领卫星姿轨控技术进步和星载器部件自主可控方面取得的成就.同时,根据下一代北斗卫星导航系统的论证需求,分析给出了未来导航卫星姿轨控系统需要关注与研究的关键技术.

摘要： 首先将非线性控制方法归纳成三类:基于李雅普诺夫泛函的设计方法、基于最优控制思想的设计方法和以线性为主导的设计方法,并对此三类方法进行了简略的综述.然后进一步在此类划分的框架下概述了飞行器控制的非线性方法,并引入了伪线性系统的概念.最后介绍了卫星姿态与轨道控制、飞行器制导与控制中的六类典型飞行器控制问题的二阶伪线性系统描述.

摘要： 本文根据共面伴随绕飞的轨道特征与轨道要素的关系,分析了主要摄动因素对伴随绕飞构型的影响,指出了近地轨道大气阻力摄动对伴随卫星伴随绕飞的显著作用.针对主星和伴随卫星由于大气阻力造成的轨道衰减不同而引起的绕飞轨道构型漂移问题,推导了伴随绕飞轨道控制算法,建立了以相对轨道衰减率为参量的绕飞保持环的绕飞保持控制方法,并根据绕飞椭圆构型的短轴参数确定了绕飞保持的控制周期、控制位置和控制量.提出的基于相对轨道衰减率的伴随绕飞保持环的轨道控制方法解决了大气阻力作用下绕飞保持时间最长的关键问题.仿真实例验证了该方法的正确性和有效性.

摘要： 北斗导航星座对MEO卫星相位有严格的要求,MEO卫星在轨期间可以通过升交点地理经度的控制实现相位控制.因轨道半长轴与标称半长轴的偏差以及其它摄动力的影响,MEO升交点地理经度会产生漂移,使得导航星座中MEO卫星相位发生偏差.本文通过对MEO卫星的摄动力解析解的分析,给出了摄动力对MEO卫星轨道根数的影响.利用MEO卫星在轨管理期间的实际工程数据,分析了MEO卫星升交点地理经度变化规律,结果表明MEO卫星升交点地理经度变化存在周期项及长期项.采用最小二乘法建立基于在轨数据的MEO卫星升交点地理经度预报模型,实现了MEO卫星升交点地理经度及其漂移率的长期预报.仿真结果表明,该模型预报的升交点地理经度误差一年内小于0.07度,且可以准确计算升交点地理经度漂移率,避免轨道预报中单次轨道测量带来的误差,可以作为MEO轨道控制的依据.

摘要： 近来在对地观测卫星系统的设计中,越来越多地采用冻结轨道,因为它能使卫星(作为一个质点)在不同时刻通过同一纬度时具有相同的运动特性,这就使得卫星在不同时刻经过同一地区所得到的遥感图片具有相同的几何特性.冻结轨道的特性是要求平偏心率为0,但现有的冻结轨道的偏心率矢量的调整方案大多采用拼凑的方法,没有形成统一的理论,本文基于多组轨控的方案,提出一套通用的轨控量分配方案,以用于冻结轨道的偏心率矢量的调整.

摘要： 倾斜地球同步轨道(Inclined Geo-Synchronous Orbit,IGSO)星座中单星的升交点地理经度保持在特定的范围内,且星座中卫星相互之间的相位也需满足一定的要求.导航星座中卫星的轨道控制会影响导航的使用,因此需尽量减少卫星的轨道控制次数.针对“8”字型IGSO导航星座,通过卫星轨道摄动及星座演化分析,提出了IGSO卫星升交点地理经度保持策略,实现了IGSO星座中卫星升交点地理经度保持与星座相位保持的联合控制.该方法有效地减少了控制次数,避免了单独进行相位保持控制对卫星导航服务的影响.

摘要： 在导航卫星太阳光压力模型建立、观测模型中天线相位中心改正和相位缠绕改正计算及其动力学轨道的计算中,卫星姿态是不可或缺的信息.导航卫星的姿态包括名义偏航姿态和偏航姿态异常时期(正午、子夜、地影期)的卫星姿态,本文根据导航卫星的姿态控制规律,使用GPS卫星的位置和速度信息,在惯性参考系中计算不同型号卫星在不同时期的偏航角,进一步计算得出卫星星固系在惯性系下的轴系指向,即卫星姿态数据,系统地阐述了轨道与姿态之间的转换关系.以2013年10月为例,使用IGS提供的精密星历,计算了这一时段GPS卫星的偏航角和姿态,研究了卫星偏航姿态的变化规律.通过精密轨道转换得到的姿态数据文件可以方便地为接下来的相关计算所用,本文的研究工作也可以为与GPS导航卫星采用类似持续动偏模式的北斗新一代导航卫星的姿态计算提供参考.

摘要： 在导航卫星太阳光压力模型建立、观测模型中天线相位中心改正和相位缠绕改正计算及其动力学轨道的计算中,卫星姿态是不可或缺的信息.导航卫星的姿态包括名义偏航姿态和偏航姿态异常时期(正午、子夜、地影期)的卫星姿态,本文根据导航卫星的姿态控制规律,使用GPS卫星的位置和速度信息,在惯性参考系中计算不同型号卫星在不同时期的偏航角,进一步计算得出卫星星固系在惯性系下的轴系指向,即卫星姿态数据,系统地阐述了轨道与姿态之间的转换关系.以2013年10月为例,使用IGS提供的精密星历,计算了这一时段GPS卫星的偏航角和姿态,研究了卫星偏航姿态的变化规律.通过精密轨道转换得到的姿态数据文件可以方便地为接下来的相关计算所用,本文的研究工作也可以为与GPS导航卫星采用类似持续动偏模式的北斗新一代导航卫星的姿态计算提供参考.

摘要： 在导航卫星太阳光压力模型建立、观测模型中天线相位中心改正和相位缠绕改正计算及其动力学轨道的计算中,卫星姿态是不可或缺的信息.导航卫星的姿态包括名义偏航姿态和偏航姿态异常时期(正午、子夜、地影期)的卫星姿态,本文根据导航卫星的姿态控制规律,使用GPS卫星的位置和速度信息,在惯性参考系中计算不同型号卫星在不同时期的偏航角,进一步计算得出卫星星固系在惯性系下的轴系指向,即卫星姿态数据,系统地阐述了轨道与姿态之间的转换关系.以2013年10月为例,使用IGS提供的精密星历,计算了这一时段GPS卫星的偏航角和姿态,研究了卫星偏航姿态的变化规律.通过精密轨道转换得到的姿态数据文件可以方便地为接下来的相关计算所用,本文的研究工作也可以为与GPS导航卫星采用类似持续动偏模式的北斗新一代导航卫星的姿态计算提供参考.

摘要： 在导航卫星太阳光压力模型建立、观测模型中天线相位中心改正和相位缠绕改正计算及其动力学轨道的计算中,卫星姿态是不可或缺的信息.导航卫星的姿态包括名义偏航姿态和偏航姿态异常时期(正午、子夜、地影期)的卫星姿态,本文根据导航卫星的姿态控制规律,使用GPS卫星的位置和速度信息,在惯性参考系中计算不同型号卫星在不同时期的偏航角,进一步计算得出卫星星固系在惯性系下的轴系指向,即卫星姿态数据,系统地阐述了轨道与姿态之间的转换关系.以2013年10月为例,使用IGS提供的精密星历,计算了这一时段GPS卫星的偏航角和姿态,研究了卫星偏航姿态的变化规律.通过精密轨道转换得到的姿态数据文件可以方便地为接下来的相关计算所用,本文的研究工作也可以为与GPS导航卫星采用类似持续动偏模式的北斗新一代导航卫星的姿态计算提供参考.

摘要： 针对载人小行星多目标探测任务,进行了目标星选取方法研究.首先提出了目标星轨道特征和物理性质的约束条件,进行了目标星的初步筛选,得到了34颗符合要求的小行星.然后根据小行星星历,得出了26组可以一次探访两颗小行星的任务,并从中确定出4组含有C型小行星的备选任务.根据轨道动力学中的Lambert问题设计优化探测小行星的转移轨道,计算出4组备选任务的最优速度增量,并对其探测优先级别进行了排序.研究结果表明一次探测两颗小行星的载人多目标探测是可行的,证明了所提出的方法合理、有效.

摘要： 针对载人小行星多目标探测任务,进行了目标星选取方法研究.首先提出了目标星轨道特征和物理性质的约束条件,进行了目标星的初步筛选,得到了34颗符合要求的小行星.然后根据小行星星历,得出了26组可以一次探访两颗小行星的任务,并从中确定出4组含有C型小行星的备选任务.根据轨道动力学中的Lambert问题设计优化探测小行星的转移轨道,计算出4组备选任务的最优速度增量,并对其探测优先级别进行了排序.研究结果表明一次探测两颗小行星的载人多目标探测是可行的,证明了所提出的方法合理、有效.

摘要： 本申请提供了一种轨道车辆的控制电路、轨道车辆、其控制方法及控制装置，轨道车辆包括多个车厢，每个车厢包括两个受电弓，分别为第一受电弓和第二受电弓，轨道车辆的控制电路，包括电源装置和第一控制装置，其中，第一控制装置与电源装置电连接，第一控制装置包括控制模块、第一电磁阀和第二电磁阀，控制模块用于控制第一电磁阀或第二电磁阀得电，第一电磁阀用于在得电时控制第一受电弓升起，第二电磁阀用于在得电时控制第二受电弓升起。该控制电路有效地解决了现有技术中同一车厢的两台受电弓同时升起的问题，达到了两个受电弓一主一备的效果。

摘要： 一种轨道车辆、轨道车辆踏面廓形的控制方法及控制系统，其中，该控制方法包括：步骤S1，获取轮对的横向加速度信号；步骤S2，判断横向加速度信号是否存在连续第一数量个峰值大于或等于第一设定值，若是，执行下述步骤S3；步骤S3，控制相应轮对的踏面修形装置进入修形模式；步骤S4，判断是否满足第一动作条件，若是，执行下述步骤S5；步骤S5，控制踏面修形装置对相应轮对的车轮的踏面廓形进行在线状态修；步骤S6，判断横向加速度信号是否存在连续第二数量个峰值小于或等于第二设定值，若是，执行下述步骤S7，第二设定值小于第一设定值；步骤S7，控制相应轮对的踏面修形装置退出修形模式。该控制方法可以延长车轮线下镟修周期。

摘要： 本发明公开了一种轨道车辆用客室温度控制方法、控制装置及轨道车辆，所述轨道车辆用客室温度控制方法包括获取车辆客室的回风温度T回和送风温度T送；根据所述回风温度T回与所述送风温度T送绝对值的大小确定权重系数X；根据权重系数X对所述回风温度T回和所述送风温度T送进行加权计算，以及将所述加权计算的结果作为所述客室温度值T实。本发明的轨道车辆用客室温度控制方法，分别采集车辆客室的回风温度与送风温度，通过送风温度和回风温度进行加权得到客室温度，使获取到的客室温度更加精确。

摘要： 本发明提供一种轨道车辆的车内温度控制系统、控制方法及轨道车辆，包括：空调机组、供风风道、第一温度传感器、第二温度传感器和控制器；轨道车辆的每节车厢内划分有多个供风区域；空调机组与多个供风风道连接；供风风道与供风区域一一对应设置；第一温度传感器对应供风区域设置于车厢的内部；第二温度传感器对应供风区域设置于车厢的外部；控制器分别与空调机组、第一温度传感器和第二温度传感器连接，用于控制空调机组向对应的供风区域供风。本发明通过将车厢内部划分为多个独立的供风区域，并根据车厢内外温度对每个供风区域进行供风，避免由于车厢内不同区域温差带来的温度变化过大，进而导致乘客体感忽冷忽热的问题。

摘要： 一种用于提供轨道车辆(100、200、300)的速度(v)控制辅助的方法(1000)，所述轨道车辆具有再生制动器(181、281、381、383)、摩擦制动器(182、282、382、384、386)和控制元件(110、210、310)，借助于所述控制元件可以调整总制动力(F)，所述总制动力(F)可以在所述再生制动器(181、281、381、383)与所述摩擦制动器(182、282、382、384、386)之间分配。

摘要： 本申请提供了一种轨道车辆的控制电路、轨道车辆、其控制方法及控制装置，轨道车辆包括多个车厢，每个车厢包括两个受电弓，分别为第一受电弓和第二受电弓，轨道车辆的控制电路，包括电源装置和第一控制装置，其中，第一控制装置与电源装置电连接，第一控制装置包括控制模块、第一电磁阀和第二电磁阀，控制模块用于控制第一电磁阀或第二电磁阀得电，第一电磁阀用于在得电时控制第一受电弓升起，第二电磁阀用于在得电时控制第二受电弓升起。该控制电路有效地解决了现有技术中同一车厢的两台受电弓同时升起的问题，达到了两个受电弓一主一备的效果。

摘要： 本发明涉及一种用于训练轨道车辆的控制装置的方法，所述方法包括：‑提供基于轨道车辆的传感器数据的训练数据；‑基于训练数据在轨道车辆的驱动器的控制与所产生的轨道车辆的速度之间的关系方面训练轨道车辆的代理模型；‑基于训练数据和代理模型，在利用机器学习并且考虑到至少一个客观控制目标的情况下训练动作选择规则，其中，动作选择规则包括用于控制轨道车辆的驱动器的控制指令，控制指令设置用于将轨道车辆从第一速度状态加速至第二速度状态；并且‑生成经训练的动作选择规则，其中，经训练的动作选择规则包括设置用于加速轨道车辆并且满足控制目标的控制指令。本发明还涉及一种相应地经训练的控制装置和具有控制装置的轨道车辆。

摘要： 本发明公开了一种轨道车辆、轨道车辆保持制动控制方法及控制系统，该控制方法包括以下步骤：获取至少包括牵引力、行驶速度、制动指令以及车辆模式在内的车辆工况参数；当判断车辆处于无牵引需求状态时，根据所述行驶速度与预存第一速度范围、预存第二速度范围之间的关系，计算保持制动力；其中，当所述行驶速度处于所述预存第一速度范围，则保持制动力为F2＝M g sin(j)；当所述行驶速度处于所述预存第二速度范围，则保持制动力为FHB‑SIG＝k1*F2；通过以上描述可知，本发明再对车辆进行保持制动时，至少分为两个阶段，保持制动力由小到大进行逐步加载，从而减少了保持制动力的突兀变化，减缓车辆加减速率的变化，从而大大提高了舒适性。

摘要： 本发明涉及一种用于控制卫星(10)在地球轨道中的轨道的方法(50)，通过根据机动计划控制包括至少一个推进器的推进装置(30，31)以及用于移动所述推进装置的移动装置(20，21)来控制卫星(10)的轨道。根据本发明，所述机动计划包括至少两个轨道控制机动，推进装置(30，31)在所述两个轨道控制机动期间的推力具有在惯性参照系中不平行的相应的推进方向，所述推力中的每一个被确定成同时控制卫星的轨道的倾角和位置以及形成与所述推力的推进方向正交的平面中的、使所述卫星的角动量存储装置去饱和的力矩。

摘要： 本发明涉及一种用于控制卫星(10)在地球轨道中的轨道的方法(50)，通过根据机动计划控制包括至少一个推进器的推进装置(30，31)以及用于移动所述推进装置的移动装置(20，21)来控制卫星(10)的轨道。根据本发明，所述机动计划包括至少两个轨道控制机动，推进装置(30，31)在所述两个轨道控制机动期间的推力具有在惯性参照系中不平行的相应的推进方向，所述推力中的每一个被确定成同时控制卫星的轨道的倾角和位置以及形成与所述推力的推进方向正交的平面中的、使所述卫星的角动量存储装置去饱和的力矩。