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。     

利用升交点经度进行轨道设计的方法

以升交点经度的范围来描述所有能覆盖到目标的轨道。利用球面三角方法详细讨论了在考虑地球形状Ｊ２项的摄动影响时，各种情况下能覆盖目标点的轨道的升交点经度范围，并将其推广到对区域目标的覆盖，给出了完整的解析表达式。结合实例给出了利用该表达式进行有连续覆盖、覆盖次数及过顶时间要求时的轨道设计方法。该方法的优点是无需进行轨道读物计算，仅用解析表达式即可快速地设计出满足覆盖要求的轨道。     

组合体与飞船联合轨道维持

通过组合体与飞船联合轨道维持解决了组合体和飞船轨道多特征参数的控制问题。建立了升交点经度、轨道高度和偏心率的控制方程以及基于时间关联特性的升交点赤经和制动点高度耦合控制方程和偏心率保持的双冲量耦合控制方程。结合组合体与飞船的飞行特点,制定了组合体轨道维持实现升交点赤经和轨道偏心率以及飞船轨道维持实现制动点高度的联合控制策略。耦合控制方程使得组合体和飞船轨道维持的控制量分配合理,融合了各次控制之间存在的耦合影响,设计了联合轨道维持策略迭代计算流程。基于神舟九号交会对接飞行过程,通过多组仿真算例校验了组合体与飞船轨道多特征参数的联合优化控制,具有较好的工程应用价值。     

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。     

升力式航天器太阳同步冻结回归轨道保持策略

针对超低轨道升力式航天器对地观察的优势及其高机动特性，设计了一种近地点位于临近空间的太阳同步冻结回归轨道，并对气动力辅助与发动机推力相结合的轨道保持策略进行了研究。策略将轨道保持过程分为3个阶段：第1阶段自远地点飞向大气层，不施加控制；第2阶段在大气层内飞行，通过控制攻角和倾侧角调整航天器所受气动力，小幅改变轨道的升交点赤经；第3阶段自跃出大气层到远地点，利用轨控发动机调整轨道参数，回到远地点时除升交点赤经其他轨道参数不变。以燃料最省为性能指标，对轨道保持策略进行了仿真分析，结果表明可以实现14.7天太阳同步冻结回归轨道的在轨运行。     

中低轨道卫星控制方法

针对中低轨道卫星，对平面内卫星半长轴α、偏心率e和近地点幅角w联合调整，以及平面外轨道倾角调整等进行了理论推导.用α，e，w联合修正法对初始轨道捕获、轨道保持和轨道倾角调整进行的仿真实验结果表明，用α，e，w同时修正可实现高精度的平面内轨道调整。另外，平面外倾角调整应尽可能在近地点和远地点完成，以使对升交点赤经的影响最小。     

轨道倾角对地球同步轨道通信卫星外热流影响分析

我国传统地球静止轨道(GEO)卫星外热流经验已不满足当前地球同步轨道(GSO)通信卫星热设计需求。为此,文章针对小倾角GSO卫星和倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星开展姿态控制策略、轨道倾角及升交点赤经对卫星外热流的影响规律研究。分析结果表明：对于小倾角GSO卫星,姿态与轨道升交点赤经对南北面外热流有不容忽视的影响;对采用实时偏航控制的IGSO通信卫星,应关注太阳翼红外热流对卫星本体的影响。     

大规模星座近圆无奇异同步快速轨道预报方法

针对大规模星座轨道预报存在卫星数量多、摄动方程强非线性等难题，提出一种基于平均速率矩阵的多星同步快速轨道预报算法。该算法首先基于哈密顿力学理论建立了二阶带谐项摄动下的轨道动力学模型，其次，利用无奇异轨道根数提出了一种近圆无奇异解析轨道预报模型，并基于Fourier-Bessel级数理论消除真近点角使模型只含有平近点角，简化预报计算过程，在此基础上，基于矩阵理论构造了多星轨道同步预报算法，实现多星轨道同步快速预报。以“星链”卫星星座为例进行仿真，结果表明：提出的方法能够将计算速度提高一个数量级，7天的轨道预报误差小于2.7 km。     

基于平均轨道要素的干涉SAR编队构形设计方法研究

提出了一种在整个轨道周期内沿轨迹向和垂直轨迹向均存在稳定基线组合的三星编队，并在考虑J2摄动基础上给出了其轨道设计方法。依据系统任务要求给出了该队形设计的约束条件，初步确定了编队的平均轨道参数。为了使得空间基线在摄动情况下保持相对稳定，对卫星平均半长轴进行了小量修正。最后在卫星工具包（STK）下进行了高精度轨道仿真验证。结果表明，该方法设计的编队初始轨道参数能使空间基线保持稳定，在一个轨道周期内，垂直轨迹方向存在两条相同的稳定基线，沿轨迹方向存在一条稳定基线和两条周期性变化基线，能够同时满足DEM和GMTI任务要求。     

近地卫星编队构形保持方法

针对J2摄动和大气摄动导致低轨编队卫星构型破坏的情况,基于高斯摄动方程给出了以平均轨道根数为被控制量的脉冲控制模型。利用法向脉冲调整轨道倾角和升交点赤经偏差,在轨道上2个位置施加径向和切向脉冲调整其余轨道根数偏差从而修正卫星编队构形。最后通过数值仿真验证了算法的简单性、有效性。     

不完备轨道信息下的LEO轨道面内机动检测方法

针对某些因轨道信息不完整而无法直接外推的LEO轨道飞行器的机动检测问题,提出了一种基于轨道摄动影响的面内机动检测方法。该方法将半长轴和偏心率作为检测量,通过分析大气阻力摄动和J 2 项摄动对 LEO 飞行器轨道的影响,从而确定目标飞行器的轨道参数允许边界值,再通过和实际轨道参数进行比较来判定被检测数据点参数是否超出正常范围。最后,采用这种方法对X\|37B飞行器轨道数据进行了仿真验证,共检测出10个机动点,结果表明该方法可以较为准确地利用有限轨道信息检测目标的轨道机动情况。     

全球星摄动运动及摄动补偿运控策略研究

绕地卫星摄动运动是导致星座设计构型发散的主要因素,摄动补偿轨道控制是维持全     

月球软着陆的二次型最优制导方法

为实现在月球表面指定区域的精确软着陆,研究了月球软着陆的线性二次型最优制导方法。利用简化的轨道动力学模型,给出了一种基于状态和能耗最优的软着陆二次型制导方法。由于制导律要求同时提供3个方向的时变推力,所以需要通过变推力发动机和姿态机动来实现。该制导方法虽能满足精确软着陆的需要,但对姿态变化的要求超出了着陆器姿态机动能力。因此,本文修正了二次型最优制导方法,取消了对轨道参数的过程约束,仅对其终端进行约束,通过求解着陆指定目标点的能耗最优两点边值问题,得到了发动机推力大小和方向的显式表达式。研究结果表明,利用一定的姿态机动能力,修正的制导方法能够满足精确软着陆的需要。     

J2摄动下脉冲推力星下点轨迹调整解析算法

针对快速响应对地成像任务,在轨卫星可通过轨道机动实现星下点轨迹调整。研究了J2摄动下小椭圆轨道的脉冲推力星下点轨迹调整的解析算法。首先给出脉冲推力下小椭圆轨道参数变化模型和滑行段星下点轨迹运动模型;然后通过分析得到影响星下点轨迹的四个轨道要素,进一步推导了平近点角增量近似公式,并得到它与速度增量的线性关系表达式;最后推导了J2摄动下星下点轨迹调整需要的脉冲的三种解析方法。仿真结果表明,三种解析算法运算速度快,地面位置误差小于7km。     

连续推力机动轨道优化设计的贝塞尔曲线法

提出一种基于贝塞尔曲线的平面机动轨道设计方法。该方法将贝塞尔曲线方程与轨道形状方程相结合，利用得到的复合函数作为轨道方程来对机动轨道进行数学描述；通过约束条件获得可行的机动轨道族，由控制点设计给出具体的优化变量，将累积速度增量作为优化指标函数；并利用优化算法完成参数优化，从而得到最优机动轨道。最后针对设计的机动轨道推力峰值较大的问题，进一步提出了分段贝塞尔曲线法，在降低推力峰值的同时，可进一步降低燃料消耗，并在平面机动转移轨道设计的基础上，通过梯度下降对自由控制点进行修正，解决了考虑时间约束的平面轨道交会问题。     

一种立方星编队重构多脉冲机动规划方法

针对立方星轨道机动能力约束,提出一种基于相对轨道根数动力学模型的多脉冲机动规划算法。对于相对轨道面内各分量之间的控制耦合问题,基于“先控制相对形状、后修正迹向距离”的策略,提出了满足速度增量约束的多脉冲机动规划算法;分析了近地轨道 J 2 摄动和大气阻力摄动对相对轨道的影响,并基于线性化的状态转移模型提出了迭代优化策略,以降低立方星在摄动影响下的轨道机动误差。仿真结果表明,所提出的多脉冲机动规划算法在不同任务条件下均可获得有效的机动规划,迭代优化策略可有效地提高终点位置的精度,在基于高精度轨道递推搭建的任务仿真中也验证了算法的有效性,可用于立方星编队构建和重构任务。     

基于参数优化的脉冲轨道设计

基于参数优化设计了一种可处理各类脉冲轨道优化的一般方法,并给出了两种确定最优脉冲数的方法。以脉冲矢量与脉冲施加时刻为未知参数,将脉冲轨道优化设计转为非线性参数优化,用合适的非线性规划算法求解。主矢量理论对所得解最优性的验证表明该方法可行。     

The Use of Quaternions in the Optimal Control Problems of Motion of the Center of Mass of a Spacecraft in a Newtonian Gravitational Field: I

The problem of optimal control is considered for the motion of the center of mass of a spacecraft in a central Newtonian gravitational field. For solving the problem, two variants of the equations of motion for the spacecraft center of mass are used, written in rotating coordinate systems. Both the variants have a quaternion variable among the phase variables. In the first variant this variable characterizes the orientation of an instantaneous orbit of the spacecraft and (simultaneously) the spacecraft location in this orbit, while in the second variant only the instantaneous orbit orientation is specified by it. The suggested equations are convenient in the respect that they allow the general three-dimensional problem of optimal control by the motion of the spacecraft center of mass to be considered as a composition of two interrelated problems. In the first variant these problems are (1) the problem of control of the shape and size of the spacecraft orbit and (2) the problem of control of the orientation of a spacecraft orbit and the spacecraft location in this orbit. The second variant treats (1) the problem of control of the shape and size of the spacecraft orbit and the orbit location of the spacecraft and (2) the problem of control of the orientation of the spacecraft orbit. The use of quaternion variables makes this consideration most efficient. The problem of optimal control is solved on the basis of the maximum principle. Several first integrals of the systems of equations of the boundary value problems of the maximum principle are found. Transformations are suggested that reduce the dimensions of the systems of differential equations of boundary value problems (without complicating them). Geometrical interpretations are given to the transformations and first integrals. The relation of the vectorial first integral of one of the derived systems of equations (which is an analog of the well-known vectorial first integral of the studied problem of optimal control) with the found quaternion first integral is considered. In this paper, which is the first part of the work, we consider the models of motion of the spacecraft center of mass that employ quaternion variables. The problem of optimal control by the motion of the spacecraft center of mass is investigated on the basis of the first variant of equations of motion. An example of a numerical solution of the problem is given.     

航天器轨道机动的闭环控制精度分析

利用线性协方差分析法对航天器在闭环控制作用下轨道机动的精度问题进行了研究。首先,分析了存在的主要误差,给出了误差影响下航天器轨道机动闭环控制的系统框图。然后建立了开环和闭环控制系统协方差分析的数学模型,并根据轨道方程线性化给出了脉冲速度修正算法。对赤道大椭圆轨道卫星开环和闭环控制下轨道机动的精度问题进行了分析,与Monte Carlo仿真结果与一致,校验了方法的有效性与正确性。     

Halo轨道维持的线性周期控制策略

共线型平动点附近的Halo轨道具有指数不稳定性,轨道维持是必不可少的。推导了基于Halo轨道的误差动力学方程,并证明其一阶近似即为线性周期系统。以一次维持的作用时间为离散步长,并通过定常变换,将所得误差动力学化为线性离散定常系统;则仅需通过极点配置,即可实现Halo轨道镇定。研究结果表明,利用Halo轨道周期性设计的线性周期控制策略,可以满足轨道维持任务的需要。