空间交会对接调相轨道误差特性分析

分析空间交会对接目标航天器和飞船的轨道特性,针对同一发射地点先后发射两个航天器进行交会对接的方式,开展目标航天器调相轨道特性研究,并在.轨道预报相位误差特性分析的基础上,讨论目标航天器调相变轨策略和轨道预报精度需求。针对空间交会对接地面导引段开展飞船轨道特性研究,在霍曼转移轨道特性分析基础上.讨论一般转移轨道特性,分析飞船地面导引段终点状态对转移轨道的影响,并结合地面导引段研究轨道设计要素与飞船地面导引段终点状态的关系,分析轨控误差和预报误差对地面导引误差的影响。     

中继卫星系统对用户航天器快速测定轨能力分析简

针对快速交会对接方案提出的航天器两圈实现变轨的可行性,使用太阳活动平静期的用户航天器四程测距数据,并结合中继卫星观测模型设计磁暴期航天器仿真测距数据,使用动力学定轨方法进行计算分析,论证了中继卫星系统对用户航天器的快速测定轨能力,解算出的航天器轨道根数精度为快速交会对接机精度分析提供了参考.     

中继卫星系统对用户航天器快速测定轨能力分析

针对快速交会对接方案提出的航天器两圈实现变轨的可行性,使用太阳活动平静期的用户航天器四程测距数据,并结合中继卫星观测模型设计磁暴期航天器仿真测距数据,使用动力学定轨方法进行计算分析,论证了中继卫星系统对用户航天器的快速测定轨能力,解算出的航天器轨道根数精度为快速交会对接机精度分析提供了参考。     

TG01/SZ08交会对接轨道确定与预报精度分析

以我国首次空间交会对接为背景,介绍了交会对接任务轨道计算和预报的新特点。针对TG01("天宫一号"目标飞行器)调相控制期间的中长期轨道预报问题,分析了影响预报精度的多种因素,定量给出了偏航飞行姿态对轨道预报的影响,通过对不同策略预报结果的比较,制定了轨道预报的最优策略;针对SZ08("神舟八号"飞船)远距离导引期间的短弧定轨,采用适应短弧情况下的定轨策略,分别利用3圈、6圈地基统一S频段和中继卫星数据的定轨位置精度优于50m。     

基于快速交会特殊点变轨策略的航天器发射窗口分析

快速交会任务将会随着未来航天任务的增加而成为主流形式,发射窗口的选择是快速交会任务完成的关键因素。当交会任务特殊点变轨策略确定后,若使整个变轨过程中追踪器达到最少燃料消耗,则需要目标器与追踪器初始时刻的相位差在一定范围内。利用交会任务的线性化方程组可以估算该相位差,经过遍历计算可以确定追踪器的相位窗口。另一方面,根据追踪器的异面变轨能力以及不同的发射策略可以确定周期性的平面窗口。本文综合相位窗口和平面窗口的选择方法,在测控等其他条件理想的情况下,得出追踪器最终发射窗口,是快速交会任务完成的必要条件。     

天宫一号频繁轨控条件下快速测定轨精度及策略分析

2016年,中国将要执行空间站与货运飞船的快速交会对接试验,该试验要求飞船起飞后6 h完成与空间站的交会对接。工程实践中需要对飞船进行多次远导控制,其间留给快速定轨的数据时长最少可能只有5 min,这对短弧定轨精度提出了较高要求。利用天宫一号在轨运行期间实测数据开展了快速测定轨试验,试验频繁轨控条件下5 min数据时长的快速测定轨精度。试验结果表明,不同条件下短弧定轨精度差异较大,这为快速交会对接试验带来了较大风险。为了提高短弧定轨精度,制定了利用轨控前后数据联合解算轨控从而增加定轨数据弧段的方法提高短弧定轨精度的定轨策略。分析结果表明,该定轨策略有效提高了短弧定轨精度,可满足快速交会对接试验轨道维持控制要求。     

空间交会多冲量变轨非线性规划优化研究与仿真

以工程应用为背景,采用C-W相对运动方程研究了冲量式交会轨道优化问题,建立了以燃料消耗最少为目标函数、初始半长轴和初始相位约束条件下的交会变轨优化模型。同时利用全局探索的方法对初始估计值进行优化选取,形成求解非线性规划问题的程序。仿真表明:交会初始半长轴和初始相位角对交会燃料消耗的影响均很大,在交会变轨策略设计中应将最优初始相位角(对应发射窗口)作为主要的设计参数加以考虑。     

基于地月L1点的载人登月飞行方案分析

为解决传统载人登月方案中重型运载火箭难以研制、交会对接窗口选择困难等问题,提出了符合我国现有技术条件的基于地月L1点的载人登月方案设想。基于对圆形限制性三体模型和地月三,点特性的分析,将载人登月任务划分为不同的飞行阶段,研究了载人登月任务的规模、系统组成以及各舱段的质量分配等。通过与基于环月轨道方案各参数的分析和对比,提出通过付出较小代价将基于环月轨道的载人登月方案转化为基于地月,L1点的载人登月方案的方法。结果分析表明,经方案转化,不但能充分发挥地月L1点的优势,而且在一定条件下可以使节省燃料成为可能。     

环月远程快速交会任务规划

针对载人登月返回任务中月面上升舱与指挥服务舱的环月远程快速交会问题,以共椭圆快速交会策略为标称策略,并给出摄动模型下的修正方法。给出考虑总交会时间约束、机动时间间隔约束和燃料优化效率的燃料最优共椭圆快速交会策略,以及考虑总速度增量约束、机动时间间隔约束和时间优化效率的时间最优共椭圆快速交会策略。通过算例仿真验证了共椭圆快速交会策略的可行性以及摄动模型下的交会精度,对共椭圆快速交会策略的总速度增量与交会时间的关系进行分析,并对比燃料最优和时间最优共椭圆快速交会对接策略,证明了优化策略的有效性。     

交会对接期间空间环境参数使用策略初探

交会对接前,飞船需要进行6次变轨来调整其与目标飞行器的位置,此过程为远距离导引段。在此期间,飞船测控弧段比较短,限制了使用空间环境参数解算大气阻力系数Cd值的精确性。为此制定的新策略采用两目标协同辨识空间环境参数定轨的方法,以追踪飞行器为基准,两个目标采用相同的定轨弧段和空间环境参数,发现分析结果与神舟八号、神舟九号在任务中计算的远距离导引相对精度相比提高了1个量级;并将该方法应用于神舟十号交会对接任务中,结果表明该策略是正确可行的。