近赤道卫星绕飞编队的运动学分析及轨道设计研究

首先对一般运动学方法在进行近赤道卫星编队相对运动分析和轨道设计时存在的问题进行了分析 ;其次介绍了一种基于零倾角轨道变换的运动学新方法 ,用其对近赤道卫星编队中参考卫星轨道倾角对环绕卫星轨道根数的影响进行了研究 ;最后对零倾角卫星编队相对运动方程的线性化误差进行了理论分析 ,并利用数值仿真对两种运动学方法的相对运动方程线性化误差进行了比较分析。数值仿真的结果表明 :由基于零倾角轨道变换运动学方法得到的相对运动方程的线性化误差不随参考卫星轨道倾角改变 ,而由一般运动学得到的相对运动方程的线性化误差随着卫星编队接近赤道而呈非线性增大。     

用卫星对卫星进行多普勒测量实现星上定轨的方法

利用静止卫星跟踪测量近地卫星,并根据在近地卫星上所获得的多普勒测量信息实现滤波定轨。考虑到星上计算机速度和容量的限制,以卫星轨道平均根数作为状态变量建立轨道动力学模型,并采用推广卡尔曼滤波器给出近地卫星轨道根数的估计方法。其仿真结果表明,采用这种技术能够实现适当精度的轨道估计。     

卫星星座整网轨道确定分析与仿真

编队飞行的卫星或卫星星座对轨道确定自主性和精度提出了较高要求。针对这个问题,通过建立星座的轨道动力学模型和星间观测的测量模型,将星座中的星间观测数据和地面观测数据融合起来,将待估的卫星轨道参数和部分动力学参数进行适当的分类,研究卫星星座整网轨道确定的新方法,并在理论上分析了整网定轨方法能提高定轨精度的原因;最后采用自主开发的卫星星座整网轨道确定软件进行了仿真计算。计算表明,该方法能有效地减少对地面站的依赖,并较大幅度提高定轨时卫星绝对位置和相对位置精度。
     

推扫CCD相机对地观测卫星的轨道设计

针对推扫电荷耦合器件（CCD）相机成像特点,根据太阳同步回归轨道卫星轨道设计方法,给出了CCD光学对地观测卫星的轨道高度设计方案,并分析了所设计轨道的地面光照条件。结果表明设计方案合理可行。     

返回式卫星轨道设计

返回式卫星轨道设计方法,是在我国发射并回收成功16颗卫星的基础上总结出来的,并参考了已经制定的各类有关轨道设计标准,包含了有轨道控制和无轨道控制返回式卫星轨道设计方法。对涉及的各项工作,都作了较为详尽的叙述,包括轨道设计任务、设计依据、轨道参数的选择、摄动因素的考虑、轨道控制策略的制定、设计程序和设计方法以及发射窗口的设计计算方法。     

基于不变流形的夸父卫星A轨道设计

介绍了夸父卫星A的轨道特点,分析了圆型限制性三体问题.采用基于不变流形的两脉冲转移方法为夸父卫星A设计出了转移轨道,并比较晕轨道近地点和远地点入轨的两种情况.仿真表明,晕轨道远地点入轨可以大大节省晕轨道入轨代价.     

基于天基测控的同步轨道卫星联合定轨方法研究

以美国现行的天基光学传感器SBV为例,分析了天基测控环境下光学传感器对同步轨道目标的覆盖特性,并构建了天基测控的观测模型。针对天基卫星星历误差对同步轨道目标定轨精度的影响,提出了抑制天基卫星星历误差的天地基联合定轨方法,将天基卫星和同步轨道卫星都作为待估计状态量,同时解算天基卫星和同步卫星轨道。仿真实验表明,天地基联合定轨方法能有效抑制天基星历误差的影响,能同时提高天基卫星和同步卫星的定轨精度。
     

太阳定标基准星轨道仿真设计研究

遥感卫星辐射定标是提高遥感数据辐射质量、监测遥感卫星性能变化的重要途径。首先简要介绍了遥感卫星绝对辐射定标原理,讨论了现行遥感卫星绝对辐射定标方法及其优缺点,在此基础上提出了一种基于太阳定标基准星的在轨辐射定标方法,并对太阳定标基准星的轨道设计方法进行了研究。文章针对高分二号(GF-2)卫星的轨道特点设计了满足其遥感相机定标要求的太阳定标基准星轨道模型,据此分析GF-2卫星和太阳定标基准星的轨道关系,得到遥感相机对太阳定标基准星的可见时长,验证了此辐射定标方法的理论可行性,其计算和分析结果对提高今后我国遥感卫星辐射定标精度具有参考意义。     

太阳同步轨道的太阳相对于轨道面入射角的计算方法

以太阳同步轨道为例,首先在地心天球坐标系推出了太阳光线相对轨道面的入射角的求解方法,并分析了太阳相对于轨道面的入射角在一年之内的变化情况,然后根据此结果,在以卫星为中心的天球坐标系内研究卫星星蚀时间的解法和太阳相对于卫星任一表面入射角的解法,并求出星蚀时间在一年内的变化情况和太阳相对于卫星其它两个表面入射角的变化情况。     

嫦娥二号卫星轨道设计

嫦娥二号卫星的轨道设计是在充分继承嫦娥一号轨道设计的理论和方法的基础上进行的,并在此基础上做了适应性改进。轨道设计的主要内容包括参数选择、发射窗口、速度增量需求以及嫦娥二号卫星和嫦娥一号卫星不同点的对比,提出了整个飞行轨道的设计思想。     

卫星编队的多冲量轨道机动路径规划方法

基于多冲量轨道机动控制,研究应用微小推力发动机来实现卫星编队轨道机动控制的方法。首先简单介绍轨道机动控制的多冲量次优解的求解方法,并把此方法的改进算法应用于卫星编队的整体轨道机动控制;为降低单次冲量值,应用小推力发动机实现轨道机动,提出了卫星编队多冲量轨道机动的路径规划方法,这种方法把一个多冲量轨道机动过程分成多个来实现;最后,数值仿真结果表明:该方法简便、实用,可以解决单次冲量值过大而不易实现的问题,同时对于轨道摄动因素的影响具有鲁棒性。     

国外低轨道卫星综述

由于地球低轨道更利于收集情报信息 ,大多被军事侦察卫星所占有。随着太空军事化趋势的日益增强 ,了解和认识当前的低轨道卫星较为必要。介绍了典型低轨道卫星的军事作用和运作机理 ,并给出了当前在轨低轨道卫星的技术参数。最后分析了其发展趋势     

分布式卫星轨道构形的大气摄动分析及修正方法

在低轨道运行的分布式卫星受大气摄动的影响,其轨道构形很快遭到破坏,环绕卫星的相对运动轨迹中心不断发生漂移。本研究的目的在于建立一种降低大气摄动对分布式卫星轨道构形影响的补偿方法,以使分布式卫星的轨道构形能够更好地自然维持。研究基于考虑高度变化和太阳周日变化的大气密度模型,得出分布式卫星不同初始相位环绕卫星的长半轴摄动方程。并提出一种补偿大气摄动影响的长半轴修正方法。仿真结果显示,采用此大气摄动补偿方法能够在给定时间内大大降低大气摄动的影响,从而显著提高分布式卫星轨道构形的自然维持能力。     

基于滤波算法的拟平均轨道根数自主实时确定方法

针对卫星长期自主运行的发展要求,首次提出了基于滤波算法的卫星自主计算拟平均轨道根数的在轨实时方法。首先以受地球非球形摄动影响的低轨卫星为研究对象,推导了拟平均轨道根数的变化率并考虑了J2平方项补偿;以拟平均轨道根数为状态变量并以卫星瞬时速度和位置作为观测量建立了滤波方程,然后分别应用平方根无迹卡尔曼滤波(SR UKF)和扩展卡尔曼滤波(EKF)对拟平均轨道根数进行估计。仿真结果表明,两种滤波方法均能有效地计算拟平均轨道根数,其中平方根UKF滤波具有更高的精度和稳定度,且都可以满足卫星在轨自主实时计算拟平均轨道根数的需求。     

应用体系能力贡献率的新研高分辨率光学遥感卫星轨道择优方法

轨道是影响高分辨率光学遥感卫星应用效能的重要因素之一,文章提出应用体系能力贡献率的新研高分辨率光学遥感卫星轨道择优方法,以提高综合成像能力。针对卫星应用需求,构建与轨道相关的高分辨率光学遥感卫星成像能力指标体系。利用体系能力评估模型,定量化计算新研卫星在不同轨道下的综合成像能力,通过比较其对现有体系的新增贡献,进行卫星轨道择优。仿真分析结果表明,文章提出的方法能有效评估不同轨道条件下卫星的应用效能,可作为卫星最佳轨道选取的依据。     

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。     

中国海洋一号卫星脱离准冻结轨道的分析

中国海洋一号卫星于2002年5月15日发射成功，而后通过地面控制，卫星轨道高度从870km降至790km左右，并符合准冻结轨道特性。同年11月6日因星上姿控计算机复位，造成姿态翻转。由于姿态翻转，以及恢复对地姿态的控制使卫星脱离运行的准冻结轨道。本文结合中国海洋一号卫星轨道变化情况，从理论上验证了卫星变轨后的运行处于准冻结轨道，并分析了该轨道的稳定性及脱离准冻结轨道的原因。     

490N发动机高精度推力矢量保证方法

针对地球静止轨道(GEO)卫星490 N发动机推力矢量在卫星转移轨道无法通过卫星质心,对卫星姿态产生干扰,进而引发卫星推进剂的多余消耗,使得卫星在轨寿命减少的问题,文章提出了一种490 N发动机高精度推力矢量保证方法,分析了影响高精度推力矢量的各种因素,并从力学安装环境、低变形支架和地面安装调整3个方面进行了设计保证,经风云四号(FY-4)卫星工程研制和飞行验证,转移轨道段推进剂消耗量小于设计值,结果表明:该保证方法可行有效,可为后续GEO卫星的总体设计和研制提供参考。     

逗留轨道的特性和应用

本文给出卫星轨道分类的一个新方法和逗留轨道的基本特性,这一特性可用于卫星轨道的初步设计。文章还讨论了逗留轨道的应用,并给出了若干算例。     

基于受摄轨道模型的小卫星轨道摄动分析研究

小卫星在实际运行中受到多种摄动力的作用,这会对其轨道造成不同程度的影响,因此在小卫星的轨道设计与控制中,摄动是必须考虑的重要因素。本文以500km高的小卫星太阳同步轨道为研究对象,运用轨道摄动的基本理论,估计了地球非球形引力、大气阻力、太阳光压及第三体引力的量级并进行比较;建立小卫星轨道摄动分析模型,并在此模型的基础上,利用计算机仿真技术,对小卫星轨道摄动问题展开仿真研究,验证了几种主要摄动力的量级估计的结果,分析比较了几种主要摄动力对小卫星运行轨道的影响程度及规律,本文结果对小卫星轨道设计与控制具有很好的参考价值。