公开(公告)号：CN103728980B

公开(公告)日：2016-08-31

申请号：CN201410007259.9

申请日：2014-01-08

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙延超 ,  马广富 ,  凌惠祥 ,  李传江 ,  赵文锐 ,  李程

IPC: G05D1/10

Abstract: 航天器相对轨道的控制方法,本发明涉及航天器的近距离相对轨道控制方法。以实现航天器的掠飞模式，即追踪航天器在进入与目标航天器相关的指定空间范围后按自身轨道运行，只需要进行姿态控制；从而克服传统的悬停、伴随飞行、绕飞等方法可能出现计算复杂、姿轨控耦合导致指向精度不高、易暴露身份、时间难以保持等问题。本发明的方法通过下述步骤实现：一、追踪航天器进入目标航天器的视线角范围内而且追踪航天器进入二者之间确定的距离范围内；二、计算并确定追踪航天器期望轨道的起点、末点和初始入轨速度，并确定主飘方向；三、追踪航天器在期望轨道的起点，以上述计算并确定的初始入轨速度进入轨道，并在期望轨道的末点脱离轨道。

公开(公告)号：CN104020778A

公开(公告)日：2014-09-03

申请号：CN201410273422.6

申请日：2014-06-18

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙延超 ,  李程 ,  张超 ,  马晶晶 ,  马广富 ,  李传江 ,  王晓东

IPC: G05D1/10

Abstract: 基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法，涉及一种挠性卫星姿态的机动控制方法。为了解决转动惯量拉偏和损失时间之间的矛盾问题和时间-能耗最优控制的问题，本发明在考虑挠性振动的影响下，根据时间-能耗最优控制方法，从机动开始时刻，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条角度最优轨线，保证在损失时间较少的同时对转动惯量的拉偏具有较好的鲁棒性，并在考虑时间最优的同时兼顾飞轮的能耗。本发明适用于挠性卫星姿态的机动控制。

公开(公告)号：CN104020778B

公开(公告)日：2017-07-28

申请号：CN201410273422.6

申请日：2014-06-18

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙延超 ,  李传江 ,  马广富 ,  李程 ,  张超 ,  马晶晶 ,  王晓东

IPC: G05D1/10

Abstract: 基于跟踪时间‑能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法，涉及一种挠性卫星姿态的机动控制方法。为了解决转动惯量拉偏和损失时间之间的矛盾问题和时间‑能耗最优控制的问题，本发明在考虑挠性振动的影响下，根据时间‑能耗最优控制方法，从机动开始时刻，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条角度最优轨线，保证在损失时间较少的同时对转动惯量的拉偏具有较好的鲁棒性，并在考虑时间最优的同时兼顾飞轮的能耗。本发明适用于挠性卫星姿态的机动控制。

公开(公告)号：CN103728980A

公开(公告)日：2014-04-16

申请号：CN201410007259.9

申请日：2014-01-08

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙延超 ,  马广富 ,  凌惠祥 ,  李传江 ,  赵文锐 ,  李程

IPC: G05D1/10

Abstract: 航天器相对轨道的控制方法,本发明涉及航天器的近距离相对轨道控制方法。以实现航天器的掠飞模式，即追踪航天器在进入与目标航天器相关的指定空间范围后按自身轨道运行，只需要进行姿态控制；从而克服传统的悬停、伴随飞行、绕飞等方法可能出现计算复杂、姿轨控耦合导致指向精度不高、易暴露身份、时间难以保持等问题。本发明的方法通过下述步骤实现：一、追踪航天器进入目标航天器的视线角范围内而且追踪航天器进入二者之间确定的距离范围内；二、计算并确定追踪航天器期望轨道的起点、末点和初始入轨速度，并确定主飘方向；三、追踪航天器在期望轨道的起点，以上述计算并确定的初始入轨速度进入轨道，并在期望轨道的末点脱离轨道。