科研之友
微信
新浪微博
Facebook
分享链接
摘要
由于空间飞行器末制导段修正能力有限，助推段的制导精度将严重影响交会过程的最终制导精度。针对空间飞行器直接上升轨道转移实时快速性及容许制导交班误差的要求，提出了一种直接上升式轨道转移优化设计方法。假设空间飞行器助推段起始瞬间获得全部速度增量，并在该段的其余时间内作惯性飞行，给出一种满足时间约束和速度增量约束组合条件下的轨道转移优化方法，确定助推点火时刻和预计交会点，并在此基础上给出助推器推力矢量定向的方法。方法对空间交会轨道设计具有普适性，可用于非共面非共轴交会。
-
单位北京跟踪与通信技术研究所; 中山大学; 中国科学院
