基于圆形轨道的卫星位置递推方法

卫星无源定位系统对目标进行定位时,用于定位的卫星位置与时差或相位差等信息可能不同步,无法进行定位,需要把定位信息统一到同一时刻。针对这一问题,提出了基于圆形轨道的卫星位置递推方法,把卫星位置信息同其它信息统一到同一时刻,然后进行定位。该方法比常用的直线轨道递推方法误差更小,准确度更高,对提高定位精度具有较大应用价值。     

逆轨道拦截卫星轨道设计与优化

研究了一种逆轨道卫星拦截的方法。根据对逆轨道拦截卫星的要求,建立了停泊轨道的数学模型,并以轨道转移能量和快速拦截为优化目标,运用遗传算法对逆轨道拦截卫星的停泊轨道参数进行了优化设计。计算结果表明了遗传算法解决这一多约束多目标优化问题的有效性。     

基于卫星轨道软件平台的自主导航计算方法

为了增强卫星的自主生存能力,研究了基于卫星轨道软件平台的自主导航计算方法.通过星载导航部件获取导航参数,应用数值或解析方法进行自主导航计算,以实时获得精确的轨道参数.分析表明,本方法正确可行,具有较高的工程应用价值.     

基于相对轨道要素的椭圆轨道卫星相对运动研究

采用球面几何方法,严格定义了相对轨道要素(ROE),推导了其与绝对轨道要素(AOE)之间精确的相互转换关系;针对近圆和椭圆基准轨道相对运动情况,给出相对轨道要素和绝对轨道要素之间相互转换的近似式,以满足不同任务的要求;分析了卫星近距离相对运动时相对轨道要素的一些特性;基于相对轨道要素,推导了无奇点问题的、适用于近圆和椭...     

卫星轨道误差的相关性

卫星的轨道误差是卫星测控中需加以约定的重要指标之一,其常用的表示方法主要有Kepler轨道根数形式和RTN投影形式.本文推导了RTN形式的卫星位置、速度误差与Kepler根数误差问的关系,给出了近圆轨道中RTN形式位置、速度误差间的定量关系,分析了RTN形式位置误差约束下Kepler根数误差的相关性,并分别给出了验证算例.该结果可用于分析确定卫星轨道误差指标,使其彼此匹配.     

基于STK的小卫星轨道交会设计研究

利用球面三角形的几何关系进行了基于STK(卫星工具包)的小卫星轨道交会的规划和设计。采用一种较为方便的轨道交会设计方法,并使用功能强大的专业STK软件来仿真和演示,取得了良好的仿真效果,能够较好地满足航天器轨道交会设计的要求,对于其它类型的轨道规划有一定的借鉴作用,为各种航天器的仿真研究提供了一种新的方法。     

快速响应卫星电子系统等寿命设计方法

与传统卫星不同,快速响应卫星的任务具有很强的时效性,采用传统的按重要程度分配部件可靠性的设计方式,难以在最大程度上降低成本。因此引入工业领域的等寿命设计理念,以预定寿命为基础进行星载电子系统的部件选择和集成,使系统的生命周期与成本成正比,达到快、智、廉的目标。进一步,提出了一种基于遗传算法的即插即用星载电子系统等寿命优化方法,通过建立系统的非线性混合整数规划模型,对部件可靠性均方差和价格成本进行优化。此外针对卫星总体方案分配的体积、重量和可靠性约束,为算法设计了归一化满意度函数和Pareto解共享函数。仿真结果表明,算法表现出较好的收敛性和稳定性,在预定寿命期间能够在部件级有效消除可靠性短板,并实现良好的成本控制。     

通用卫星轨道的可视化向导式设计软件开发

通过研究太阳同步轨道、地球静止轨道、回归轨道、太阳同步回归轨道及冻结轨道的数学模型，开发了设计软件和人机交互界面，并通过与国际上最通用的卫星设计工具包stk的设计结果的比较及分析，验证了软件设计的正确性。最后从总体的角度介绍了本软件。     

基于平均轨道根数的飞船伴飞卫星控制方法

给出一种基于平均轨道根数的伴飞卫星控制方法。首先介绍二体轨道条件下利用超几何函数法解算二次冲量控制问题的基本思想,在此基础上通过n次修正法应用到摄动条件下的轨道模型;通过引入平均轨道根数的概念,对航天器编队构形进行控制,消除短周期摄动对轨道的影响,长期有效地控制构形维持。同时讨论对跟飞和圆形伴飞编队进行构形维持的起控条件的确定方法。     

月球探测卫星的轨道支持

主要讨论采用月球卫星的探测方式时,月球探测器对测控系统的轨道支持要求和实现手段。重点对月球卫星转移轨道段的轨道测量和确定方法进行研究,利用仿真的地面站的测距和测角资料进行了定轨误差分析。     

低轨卫星对高轨卫星仅测角初轨计算方法

针对我国地面测站对高轨卫星监视能力缺乏的问题,提出一种低轨卫星对高轨卫星仅测角初轨计算方法。该算法引入天基跟踪坐标系,消除测距信息影响,建立仅测角观测方程;引入法向运动,增加摄动因素影响,建立扩展拉普拉斯动力学模型;推导分析观测模型和动力学模型的关系方程,将初轨计算问题转换为非线性方程求解问题,利用高斯全主元消去法完成方程求解。通过实战和仿真测角数据对方法进行检验,结果表明,该方法能利用仅测角数据对非合作目标进行初轨确定,精度在公里量级,可为我国地基监视系统提供补充参考。     

椭圆轨道星座构型自稳定设计研究

椭圆轨道星座构型稳定性要求同时实现升交点赤经、近地点幅角和平近点角的稳定。通过初始偏差对椭圆轨道卫星的长期影响分析可知,轨道半长轴、倾角和偏心率的初始偏差对升交点赤经、近地点幅角和平近点角的长期摄动变化是线性的,因此通过主动偏置轨道半长轴、偏心率和倾角能够实现椭圆轨道星座构型的自稳定设计,从而提高其构型稳定性。对实例星座的设计结果表明,自稳定设计方法对提高椭圆轨道星座的构型稳定性是有效的。     

考虑链路干扰的低轨通信星座优化设计

地球静止轨道（GEO）卫星链路受低轨（LEO）通信星座干扰的问题日趋严峻;在LEO星座设计阶段考虑链路干扰影响可以帮助缓解这种问题。提出了一种考虑链路干扰的低轨通信星座优化设计方法;改进了干扰规避区域;并建立干扰评估的半解析模型提高了计算效率。首先;以星座轨道及构型参数为设计变量;以LEO星座建设成本及其对GEO卫星链路干扰水平为目标函数;考虑通信范围、地面站跟踪策略、星座不间断通信、构型限制等约束;建立了LEO星座优化设计问题模型;然后;设计了改进干扰规避区域;并利用低轨卫星通过干扰规避区域的时间占比来评估星座干扰水平;最后;采用非支配排序遗传算法进行优化求解。结果表明;改进的干扰规避区域可以更有效地表征不同轨道高度、不同地面站分布下的有害干扰区域分布;设计的时间占比指标与传统的干扰评价指标相似性达0.998;且计算速度提升了约40倍;卫星相位优化能够在不新增成本的情况下使GEO下行链路受到的干扰水平降低超过5%;星座构型优化能够在新增成本小于原成本1/3的情况下使干扰水平降低超过90%。     

通信卫星推力器可靠性评估方法

针对通信卫星推力器服役寿命长、试验费用高、寿命试验所得数据通常较少等具体特点,提出一种推力器极少失效数据可靠性评估和寿命预测方法,并建立不同试验工况下试验信息的相互折算原则,有效解决了通信卫星推力器的高精度可靠性评估难题.对某型推力器脉冲试验和稳态试验数据进行了处理,分别给出其同步轨道运行可靠性和转移轨道运行可靠性评估结果.      

21世纪AMSS／GNSS空间段发展方向兼论卫星资源国际共享问题

航空移动卫星系统（ＡＭＳＳ）空间段采用单一的ＧＥＯ轨道卫星，未来将有ＭＥＯ和ＬＥＯ轨道卫星加入运行，仍然不排斥ＧＥＯ轨道卫星的使用。全球导航卫星系统（ＧＮＳＳ）空间段采用ＭＥＯ轨道卫星，未来将仍然以ＭＥＯ为主，可能有ＨＥＯ轨道卫星加入运行。２１世纪的空间段将为不同轨道卫星的多星座组合，采用一星多用、星座共用，形成多功能卫星和多功能星座。和平时期卫星资源的国际民间共建共营共享将更为普遍，要有全球观点，国内各行各业要有全局观点，对监测和增强系统统一筹建共用系统，防止分散投资、重复建设     

小卫星星座的最优脉冲变轨研究

针对小卫星星座,进行星座发射中的最优脉冲式变轨研究,给出了形成星座的脉冲式变轨的基本原理;基于卫星相对运动状态转移方程,推导出了星座参脉冲式变轨的理论解,即所要施加的脉冲控制量的解析式,利用遗传算法,对双脉冲式变轨的脉冲控制量进行了优化计算,求得了使总变轨脉冲最小的最优变轨时间,最后,探讨了星座脉冲式变轨的工程实现现途径,为工程应用和研究提供参考。     

一种长期稳定的卫星编队队形优化设计方法

 对于卫星编队飞行设计长期稳定以节省控制燃料的队形是一项非常重要的工作,本文提出了一种队形长期稳定的优化设计方法。首先利用Hill方程设计出满足任务要求的相对位置和相对速度的约束关系,以剩下的自由相对位置或相对速度作为优化变量。优化目标选择为主从星在J2摄动下的各平均轨道根数相对漂移率最小。文中的优化算法采用改进的遗传算法,遗传算法作为一种通用的全局最优随机搜索算法,在解决一些复杂问题时它还存在着过早收敛和收敛速度慢的缺陷,针对此问题,本文提出一种改进的遗传算法。仿真结果表明利用这种优化设计方法设计的队形在各种摄动力下能够长期保持稳定。     

太阳同步卫星轨道参数的容许偏差分析

飞行任务对卫星轨道提出指标要求，这些指标决定了卫星轨道参数的容许偏差范围。结合太阳同步(准)回归轨道卫星的轨道特性，针对覆盖重叠率、太阳同步等指标，使用解析方法讨论了大气阻力摄动影响下轨道参数的容许偏差，通过分析可以初步确定轨道控制策略及能量需求，最终为轨道保持方法的设计提供参考和依据。     

空间站伴随卫星的最优轨道机动

介绍了空间站伴随卫星的概念和轨道机动过程,给出了伴随卫星的轨道构型;建立了伴随轨道的最优机动模型,并对脉冲轨道机动进行了仿真计算,得出了伴随轨道最优机动轨迹、方位角和释放时间等的变化规律,研究结果对伴随卫星控制具有一定的参考价值。