共查询到18条相似文献,搜索用时 78 毫秒
1.
2.
地球同步卫星发射轨道的设计 总被引:4,自引:2,他引:2
余梦伦 《中国空间科学技术》1983,3(2):1
本文讨论了地球同步卫星发射轨道设计的一般问题。分析了发射轨道的形式、轨道选择与入轨条件的关系,以及俯仰角程序的选择,最后讨论了与发射轨道设计有关的一些问题,提出了运载火箭总体参数和轨道综合优化的概念。本文所提供的发射轨道设计方法适用于运载火箭方案设计使用。 相似文献
3.
GTO发射轨道的两级分解全局优化设计策略 总被引:1,自引:0,他引:1
文章提出了包含两级规划、轨道分解优化以及混合遗传算法的GTO发射轨道优化设计策略。针对最优控制变量和总体变量耦合所带来的收敛性差问题 ,建立了两级规划模型 ,其中上面级问题处理总体变量 ,下面级问题处理单独的轨迹控制变量。整个发射轨道优化设计问题被划分成两个轨道段优化设计子问题 ,采用串行混合遗传算法完成子问题的求解。选择一个二级GTO运载火箭 ,进行最大运载能力优化设计 ,对俯仰角选择、发射轨道参数选择等问题进行了分析 ,得出了一些有益的结论。算例分析结果表明所提出的GTO发射轨道优化设计策略的优良性能 ,在运载火箭总体设计中有良好的应用价值。 相似文献
4.
5.
根据推进方式和是否采用金星借力,火星转移轨道分为大推力直接转移轨道、大推力金星借力转移轨道、小推力直接转移轨道和小推力金星借力转移轨道4类。传统的轨道设计方法只是针对某一类特定的转移方案进行轨道优化,而并未针对不同的转移方案进行详细对比分析。文章以2020/2022年发射窗口为例,针对4类基本火星转移轨道进行研究。首先,基于不同轨道初始设计方法,对4类轨道进行了初始设计,得到了每类转移方案的能量最优转移轨道。然后,基于设计结果和能耗对4类转移方案进行了横向对比分析,得到了不同策略下的转移轨道的特性。基于小推力的火星探测任务轨道对发射能量要求低;大推力直接转移和借力金星的发射窗口交替分布,可以互为备份;基于小推力推进的探测器采用金星借力转移策略相比直接转移能够减少10%的能耗,优势十分明显。 相似文献
6.
7.
我国第一颗中继卫星—天链-1的01星于2008年4月25日成功发射,顺利定点并正常运行,对中低轨用户航天器的轨道覆盖率达到50%;2011年7月11日02星成功发射,把对中低轨用户航天器的轨道覆盖率提高到75%左右;2012年7月25日天链-1的03星成功发射,使我国中继卫星系统对中低轨用户航天器具有了近100%的轨道覆盖率。 相似文献
8.
美航宇局正在研究在航天飞机的助推级上捆绑上两枚固体火箭,以便向大倾角轨道(如极地轨道)发射重载荷,从而满足美空军向极地轨道发射大型军事侦察卫星的要求。同时,利用这种方法还能把别的重载荷发射到其它倾角的轨道上去,所以商业卫星也同样可以使用。现有的航天飞机发射到98度倾角轨道的载荷重量还不足10900公斤,而美空军则要求达到14,500公斤以上。 相似文献
9.
6月9日,中国用长征三号乙运载火箭在西昌卫星发射中心成功发射中星9号直播卫星.卫星进入近地点高度为214千米、远地点高度为49887千米、轨道倾角为24.2°的超地球同步转移轨道.航天科技集团公司副总经理袁家军在发射前表示:"此次发射活动对集团公司拓展对外发射服务市场,具有重要意义." 相似文献
10.
传统上,通信卫星在进入轨道的时候,它的体重里有很大一部分是远地点发动机和姿态、轨道控制系统的燃料。例如著名的美国波音公司702-HP平台,在它基础上制造出来的加拿大AnikF-1卫星,发射重量大约是4710千克左右,而进入静止轨道开始工作时只剩下了3015千克,为从转移轨道进入静止轨道而消耗掉的燃料达1695千克。世界上所有通信卫星运营商都要为这部分燃料的发射支付高额费用。 相似文献
11.
针对重复使用弹道设计中上升段弹道与返回段弹道之间相互耦合的问题,本文提出一种简化总体弹道优化设计的方法,首先根据影响返回段设计的一子级射程关键约束,进行上升段的弹道设计,经分析在同样的一子级射程约束情况下,上升段存在两组分离点参数,其次分析了在不同的分离点情况下,上升段和返回段在前场和原场两种返回模式下的运载能力损失情况,并对相关弹道特性进行了分析,得出在前场返回情况下优选低弹道方案,原场返回情况下,优选高弹道方案,该结果可为垂直返回重复使用运载火箭的弹道设计提供参考。 相似文献
12.
针对发射场射向范围和低温入轨级在停泊轨道上最长允许滑行时间严格受限下,工程设计火星探测任务发射轨道时,优化保障2~3周发射日期窗口的困难,以及精确设计拼接探测器分离点时刻轨道6根数耗时周期长等问题,提出了加入滑行时间限制再精确双向微分修正的设计算法(有别于传统B平面矢量法)。由地球影响球边界速度直接解出长征运载火箭入轨点轨道根数,将火箭飞行星下点弧段表示成滑行时间的分析式,快速找到满足诸多设计约束的初始发射轨道;并解决了考虑探测器小幅深空机动后火箭发射轨道的深入优化问题。精确力学模型下数值微分改进后,获得高精度计算结果,同等可比条件下运算精度不低于STK软件。实现了从地面起飞到抵达近火点的飞行轨道整体优化,确保了首次探火工程的顺利实施。 相似文献
13.
针对探月任务多窗口发射需求和目标轨道受到明显月球引力摄动的特点,提出一种快速高效的发射轨道设计方法:在星箭分离前的发射段,各发射窗口对应的发射轨道的一、二级飞行段完全相同,仅调整三级工作段程序角和无动力滑行时间,以满足入轨要求;在末级排放段,微调末级速度方向,利用月球摄动抬高末级近地点高度,使之超过GEO受保护区。该方法可统一火箭一、二级飞行段状态,缩小子级残骸落区范围,增强入轨参数设计的灵活性,显著提高星箭入轨参数迭代和相关分析工作的效率,明显改善末级离轨效果,符合空间安全相关要求,可推广应用于其他深空探测任务的多窗口发射轨道设计。 相似文献
14.
15.
为了充分利用航天器初始轨道确定的信息源,不断完善地面测控系统定轨手段和方法,提出了一种基于火箭视位置与视速度的航天器初始轨道确定方法.首先对火箭视位置与视速度测量弹道的原理进行了分析;然后利用火箭秒节点计算机字(视速度)以及某一点的初始弹道(初始位置矢量、速度矢量),通过对火箭的运动方程进行逐秒积分,以获得每秒的位置矢量和速度矢量,再转换为弹道数据,并利用此数据直接确定航天器初始轨道.最后通过某太阳同步轨道卫星实测数据仿真计算,证明了方法的正确性和可靠性. 相似文献
16.
为提高空间飞行器机动发射能力,在飞行中段轨迹确定情况下,以入轨点位置、高度、速度、速度方位角、弹道倾角等作为终端约束,设计上升段弹道,实现以基准发射点为中心,一定范围内任意发射点上升段与飞行中段高精度交班。考虑到上升段终端入轨点约束条件多、精度要求高,且上升段弹道具有非线性、强耦合的特点,研究设计了二级、三级能量管理模型和变射面横向机动模型,并采用加入混合扰动算子的梯度粒子群算法对上升段弹道进行求解。仿真结果表明:优化设计的变射面横向机动弹道能够实现与飞行中段的高精度交班,上升段终端入轨点位置、高度、速度、速度方位角和弹道倾角平均偏差分别为27.506 2 m、2.125 4 m、1.652 2 m/s、0.072 8°和0.029 0°。 相似文献
17.
Contingency target assessment,trajectory design,and analysis for NASA’s NEA scout solar sail mission
James B. Pezent Rohan Sood Andrew Heaton 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2021,67(9):2890-2898
The presented study examines contingency target selection and trajectory design for NASA’s Near-Earth Asteroid Scout mission under the assumption of a missed lunar gravity assist. Two previously considered asteroids are selected as potential targets for the given scenario based on favorable orbital characteristics for launch dates ranging from June 27, 2020 through July 26, 2020. Initially, a simplified circular restricted 3-body problem + ideal solar sail model is utilized to survey trajectory options for a month-long launch window. Selected solutions from this data set are then converged in an N-body ephemeris + non-ideal sail model. Results suggest that NEA Scout can still perform asteroid rendezvous mission under the missed lunar gravity assist scenario with new targets, 2019 GF1, 2018 PK21, and 2007 UN12, based on the target launch dates. Further target assessment is carried out for 165 days beyond the current June 27, 2020 launch date. 相似文献
18.
在运载火箭概念设计阶段 ,总体参数的确定结合轨迹优化设计能最大程度地提高设计性能。从工程实际要求出发 ,建立了运载火箭轨迹 /总体参数一体化优化设计数学模型。确定了近地轨道的发射轨道优化设计方法 ,采用多重参数化法将轨迹最优控制问题转化为参数优化问题。针对一体化设计问题的求解要求提出了相应的组合优化算法。结果表明 ,经过一体化优化设计 ,衡量运载火箭性能的一个重要指标———起飞总质量减少了约3 5 %。该优化模型及其求解软件已经被成功地应用到工程设计中 相似文献