近圆太阳同步卫星轨道倾角偏差的影响和调整

以某近圆太阳同步轨道卫星为例,分析了倾角偏差引起的降交点地方时的漂移规律及影响。为将降交点地方时漂移限制在允许的范围内,给出了轨道倾角调整方案,仿真实验结果表明控制方案有效。     

基于倾角修正的太阳同步轨道降交点地方时主动控制及应用

研究通过近圆太阳同步轨道卫星倾角修正控制使卫星降交点地方时反向漂移的方法,给出了控制动力学方程,分析了倾角控制的电源、轨控推力器和地面测控系统等约束条件并提出了轨道控制方案。介绍了我国首次太阳同步轨道卫星大倾角修正控制的在轨实践,对轨道倾角控制精度进行了分析和评估。修正过程中利用陀螺常值漂移对姿态机动的影响,使倾角控制对半长轴产生有利的耦合作用,减少了推进剂消耗。在轨实测结果验证了该法对降交点地方时漂移控制的有效性。     

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求，提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划，实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数；根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系，修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明，在入轨偏差轨道条件下，保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致，实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。     

太阳同步卫星的轨道设计

在轨道六要素的基础上，分析了卫星太阳同步轨道设计时降(升)交点地方时、升交点赤经，以及冻结轨道参数等的确定方法。并给出了在轨道交点周期、回归圈数、回归周期、重复周期和其他因素等约束条件下的轨道设计要点。最后给出了一个轨道高度750～800km，卫星太阳同步轨道、冻结轨道和回归轨道的算例。     

太阳同步轨道卫星交点地方时漂移估算方法研究

根据我国第一代极轨气象卫星“风云一号”C(FY-1C)星轨道实际观测值，分析了太阳_同步轨道卫星轨道漂移的一般规律，提出了一种简便有效的卫星交点地方时漂移估算方法，并用FY-1C星实际的交点地方时漂移量，对该方法进行了分析和改进。     

圆形太阳同步轨道卫星的空间热环境分析

近年来得到广泛应用的微小型卫星大多运行于圆形的太阳同步轨道,空间外热流的计算对卫星热控制系统的设计至关重要。分析了圆形太阳同步近地轨道受太阳照射的特性,建立了运行于圆形太阳同步轨道的三轴稳定的长方体卫星的外热流模型,归纳了太阳辐射热流、地球反照热流和地球辐射热流的瞬时和周期平均值的计算公式,分析了外热流的变化规律。分析指出太阳同步轨道的受晒特性主要由轨道的降交点地方时决定,外热流中太阳辐射最强,地球反照最弱。通过计算卫星各表面的外热流特性,可选择合适的散热面及太阳能电池安装面。     

太阳同步回归轨道的长期演变与控制

近地轨道的遥感卫星绝大部分都采用太阳同步回归轨道。这类轨道由于受到大气阻力的影响,半长轴将不断地衰变并导致地面轨迹的东漂,为保持回归特性需周期性地对半长轴进行调整。另一类长期变化是太阳引力引起的倾角变化,这是太阳同步轨道特有的。倾角长期的变化又进一步导致回归轨道的标称半长轴和降交点地方时的相应变化。文章给出了这些变化的解析模型以及轨道控制的策略。     

张衡一号电磁监测试验卫星

正张衡一号电磁监测试验卫星(CSES)于2018年2月2日从酒泉卫星发射中心发射升空,进入预定圆极地轨道。卫星轨道高度约500km,轨道倾角97°,降交点地方时为14:00,重访周期为5天。张衡一号电磁监测试验卫星是中国全新研制的国家民用航天科研试验卫星,也是中国地球物理场探测卫星计划的首发星,卫星总质量约730kg,设计寿命5年,采用CAST2000卫星平台,     

近圆轨道编队飞行星座相对构型稳定性分析

在近圆轨道编队飞行的假设条件下 ,根据动力学关系推导出了环绕卫星相对参考卫星的运动学简化模型 ,并以此简化模型为基础 ,研究了半长轴入轨偏差δa ,轨道倾角偏差δi ,轨道偏心率偏差δe在地球扁率摄动条件下对编队飞行星座相对构型稳定性影响 ,深入分析了各种因素的规律和特点 ,并以此对编队飞行星座轨道设计提出建议。     

一种晨昏轨道卫星地球反照系数估计方法

针对地球反照对太阳同步轨道卫星太阳电池阵输出电流的影响,首先比较不同降交点地方时卫星的太阳电池阵输出电流,分析其变化规律,然后选定晨昏轨道卫星作为研究对象,建立太阳电池阵输出电流模型与地球反照系数估计模型,利用最小二乘法估计电流参数与地球反照系数,最后结合不同季节、不同轨道高度卫星的遥测数据进行在轨验证。结果表明,对于轨道高度在1200km以下的晨昏轨道卫星,地球反照系数在0.05以上;地球反照系数随轨道高度增加呈指数规律衰减,衰减系数约为0.002。     

上面级适应初始大偏差轨道在线规划策略研究

提出了一种上面级适应初始轨道大偏差的轨道在线规划策略,在上面级初始轨道参数存在较大偏差情况下,通过轨道在线规划,将规划后的控制诸元上传至上面级,使得上面级按照新的轨道飞行,将卫星送入目标轨道或大幅减小卫星入轨偏差,减小上面级由于入轨偏差修正过程中燃料的消耗。该策略可以广泛应用在上面级直接入轨发射MEO、GEO卫星等典型中高轨任务中。     

一种基于动目标点的上面级相对相位控制方法

根据上面级多星发射任务对相对相位角的控制需求,提出了一种基于动目标点的以半长轴、偏心率、倾角和升交点赤经等轨道要素偏差为控制量的要素制导方法。给出了制导方法中的动目标点求取和根据轨道偏差进行控制使其到达目标位置的两个步骤。无需事先计算目标位置,根据参考卫星的初始轨道信息进行轨道预报在线实时计算目标点,有效消除了参考卫星的J2摄动影响及初始轨道偏差引起的相对相位角的误差。数学仿真结果验证了方法对相对相位控制的有效性和鲁棒性。     

一种针对直接入轨飞行器的主动段轨道快速实现方案

在直接入轨飞行器允许较宽交班范围的情况下，采用离线优化设计轨道保障参数、射前根据发射点和射向对程序角进行修正的方案，将传统的单发设计转化为适应性强的通用设计，减少了轨道设计计算量，缩短了飞行器的射前准备时间。仿真结果表明，所提出的轨道快速实现方法对点位和射向具有较强的适应性，能够有效减小交班点的偏差范围，同时相比优化设计的轨道，终端速度差异较小，在具有一定优化指标的同时可保证在线实施。     

太阳同步对日定向卫星的测控天线布局设计

对日定向姿态卫星在轨没有固定指向地球的一侧,若采用在卫星对天面和对地面反向对称各安装一副测控天线以实现准全向覆盖的传统布局设计,在测控弧段中地面站方位跨越测控天线组合方向图干涉区的过程中,测控链路极易受到该区域天线增益的剧烈波动而出现链路中断,从而对测控任务产生较大影响。太阳同步轨道具有轨道平面和太阳矢量保持相对固定夹角的特性,若运行于太阳同步轨道的卫星采用对日定向姿态,则可利用该轨道特性,结合我国地面站主要位于北半球的特点,通过优化测控天线在星上的布局,减少测控天线干涉区对测控链路的影响。通过仿真分析给出该设计的具体实现过程,并给出不同轨道高度和降交点地方时对应的测控天线推荐安装角度,可为运行在太阳同步轨道上的对日定向姿态卫星提供测控天线布局参考。     

上面级发射MEO轨道设计及运载能力优化研究

针对导航卫星中轨道（MEO）轨道提出一种上面级发射MEO轨道直接入轨设计方案，建立轨道动力学方程和轨道迭代计算模型。为优化轨道设计,将更多有效载荷送入轨道，从分析影响轨道运载能力的因素出发，应用成熟优化算法——自适应遗传算法，建立上面级发射MEO轨道优化模型，采用数值仿真方法验证设计结果和优化方法的有效性。结果表明发射轨道优化设计对运载能力有一定的提升效果，实现了最优化设计。     

梦天实验舱初始轨道快速计算策略与分析

初始轨道是航天器入轨评价的关键判据，快速准确计算初始轨道可在入轨异常时为应急救生控制赢得时间。针对传统初始轨道计算方法时间与精度不能兼顾的问题，设计了初始轨道快速计算策略，根据运载火箭加速度变化率来判断舱箭分离时间，采用基于动力学约束的实时轨道滑动批处理方法累积超短弧分离后数据计算初始轨道，对利用各种数据源确定的多组初始轨道进行逻辑优选判断。通过梦天试验舱仿真数据验证表明:使用该策略计算初始轨道，可达到事后精密定轨同等精度，计算时间控制在1 min以内，时效性远超事后精密轨道确定方法。     

基于需要轨道的导弹最优迭代制导方法

提出了一种基于需要轨道的导弹最优迭代制导方法,以标准弹道上某点建立需要轨道并确定入轨点参数,通过弹上迭代制导实现最优入轨控制,给出了计算模型。该制导方法无需修正地球扁率和再入阻力的影响,可减小方法误差。仿真计算结果证明方法正确。     

快速交会对接若干关键技术问题研究

综合相关文献,提炼出调相轨道设计,入轨精度对调相的影响评估和可变推力下入轨精度改进效果分析等快速交会对接关键技术问题.对比天宫和国际空间站的对接模式差异,比较分析了3种备选快速对接调相轨道的优缺点,给出了合理可行的实现建议.仿真分析表明,圆调相轨道、增大轨道差和双调相轨道配置有利于快速交会对接的灵活实现.通过对调相轨道和入轨精度匹配性的量化分析,提出了运载火箭进一步提高入轨精度的实现方法,为快速交会对接方案提供了有益参考.     

太阳同步回归轨道的轨道面外运动及在轨数据分析

针对近地太阳同步回归轨道的轨道面外运动,基于在轨遥测数据分析了轨道倾角和降交点地方时的运动变化规律。日月三体摄动对轨道倾角产生了长周期和短周期的运动,基于数据驱动方法进行了不同周期运动的辨识与分解,并与经典的解析解进行了比对。解析解反映的倾角半月周期运动与在轨数据基本一致,可以作为倾角半月周期运动的预报依据。基于轨道面外运动特征,分析了自主轨迹保持任务中虚拟编队构形参数与轨道面外参数的相关性。在精确回归轨道保持时充分考虑了轨道面外运动的特征,降低了自主轨道面外控制的频次。研究结果可以作为轨道面外运动轨迹优化的基础。     

利用连续推力的人工太阳同步轨道设计方法

针对人工太阳同步轨道的设计方法进行研究,通过施加法向连续推力调整升交点赤经（RAAN）变化率。首次推导了升交点赤经在变方向推力作用下的周期摄动平均值的精确计算公式,解决了已有近似方法对相关轨道参数的取值范围存在限制的问题,并给出了对应的轨道倾角周期摄动平均值计算公式。在分析J2项摄动对升交点赤经影响的基础上,给出了所需的法向连续推力幅值和一个轨道周期内对应的速度增量的计算方法。通过数值仿真,校验了计算公式的正确性,分析了实现人工太阳同步轨道的连续法向推力对轨道倾角的影响,给出了连续推力幅值随轨道参数的变化规律,并且提出了未来工程任务的应用建议。