随着航天飞行任务复杂程度的提高,微小卫星姿态控制系统对实现大角度姿态机动的快速性及稳定性有着较高的要求。考虑到在实际大角度姿态机动过程中力矩饱和及角速度限制的因素,提出了基于欧拉轴转动的递阶饱和模糊PD姿态控制律,同时采用喷气推力器和反作用飞轮作为联合执行机构为微小卫星姿态机动提供大且精确的控制力矩。与传统PD控制律相比,模糊PD姿态控制系统的未知参数可在线自动整定。数学仿真结果表明,基于欧拉轴转动的递阶饱和模糊PD姿态控制系统能够在125 s内实现50.2°的大角度机动,稳定误差能够控制在0.002°之内。与传统PD控制律相比,此方法传统运载火箭具有弹道横向调节能力有限、发射窗口固定等缺陷。本文有公司网站全自动滚圆机采集转载中国知网整理 http://www.gunyuanji.com  针对这一问题,提出了一种水平起飞/着陆的组合动力运载器方案,其巡航段的横向机动能力可极大地拓宽发射窗口宽度。首先推导了组合动力运载器的数学模型,建立发射窗口宽度与运载器横向机动范围之间的映射关系拓展能力分析-电动张家港数控滚圆机滚弧机张家港全自动钢管滚圆机滚弧机。考虑到飞行环境的复杂性,动力系统性能与飞行状态密切耦合,采用hp自适应伪谱法对运载器飞行轨迹进行优化。该算法自动确定新增节点的数量和位置,并用增加多项式阶次的方法代替节点增加,避免了不必要的网格细化,构成的非线性规划问题规模更小,初值更易选择,求解速度更快。最后进行了数学仿真研究,验证了优化算法的有效性和对发射窗口的拓展能力。 交点赤经上的偏差，即轨道面偏差，而通过横向机动可以调整轨道面，进而弥补发射时刻上偏差，实现拓宽发射窗口。如图1所示，初始轨道和目标轨道的轨道倾角相同，但升交点赤经由于发射时刻不准确而有所差异，两个轨道面间存在夹角ss1s2；通过横向机动，飞行器从初始轨道转移到目标轨道，在不改变轨道倾角的情况下改变了升交点赤经。因此，由发射时刻上的提前或推迟所造成的轨道面偏差可以通过横向机动修正回来，进而获得更大的发射窗口和发射灵活性。2.2发射窗口与横向机动的关系建立图2给出了飞行器横向机动的俯视图，其中，ab为初始发射纵平面，飞行器经横向机动后到达c点。近似认为飞行器的转弯轨迹为一个圆弧，则圆弧上a点和c点处的切线相交于d点，且有adcd。为机动后的轨道面和初始轨道面间的夹角，且有22arctancdLL(9)式中：cL和dL分别为机动过程中飞行器飞过的横程和纵程，cL即为横向机动距离。dLcL图2计算方法示意图f若cL是在考虑实际运动状态和约束条件下所获得的最大横程，则便是对初始轨道面的最大调整角度。因此，当给定所允许的轨道面偏差时，具有横向机动能力的飞行器可允许的初始轨道面偏差为。若认为实际轨道和目标轨道间不存在轨道倾角偏差，则由式(8)可得对应的发射窗口拓展能力分析-电动张家港数控滚圆机滚弧机张家港全自动钢管滚圆机滚弧机本文有公司网站全自动滚圆机采集转载中国知网整理 http://www.gunyuanji.com