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《载人航天》2020,(3)
围绕地球低轨道空间站约束下的地月往返转移任务,基于圆锥曲线拼接模型和兰伯特问题提出了该约束下的地月/月地转移轨道解析设计方法,并利用高精度动力学模型对初始轨道设计方法进行了验证;对中国空间站和国际空间站往返于月球的转移轨道进行了特征分析,包括轨道转移窗口、速度增量、转移时间以及月固坐标系下的可达月球低轨道和出发月球低轨道。结果表明:中国空间站或国际空间站与月球低轨道之间的往返轨道转移窗口每月至少存在3个;空间站轨道倾角不影响速度增量与转移时间,且不影响可达月球低轨道或出发月球低轨道在月固坐标系下的轨道倾角-升交点经度分布;利用高精度动力学模型可有效针对轨道面约束下的初始轨道设计结果进行修正。 相似文献
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为了提高实时卫星钟差估计的精度和稳定性,提出了一种顾及轨道误差的实时GPS钟差估计方法。基于超快速轨道产品,分析了轨道标准差与绝对轨道误差的相关性。通过线性插值获得实时轨道误差信息,以优化先验残差的随机模型。基于先验轨道标准差阈值,采用分段方式剔除实时轨道异常卫星对应的观测值。实验结果表明:轨道标准差和轨道误差的相关性高达0.82。与常用的高度角相关的随机模型相比,GPS卫星钟差估计精度最大提高了15.2%,平均提高了8.1%,钟差误差的时间序列更加平稳,所有GPS卫星的平均钟差STD均在0.15ns以内。因此,超快速轨道产品中提供的轨道标准差与绝对轨道误差表现出较强相关。采用顾及轨道误差的实时钟差估计方法可提高GPS卫星钟差估计精度,准确识别并剔除GPS实时轨道异常的卫星,从而提高GPS实时钟差估计的稳定性。 相似文献
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《载人航天》2018,(6)
针对地月空间共振轨道延拓求解及稳定性分析问题,首先从远离与接近月球的地心开普勒共振轨道(月球公转周期与轨道周期符合1∶1、2∶1与3∶1的比例关系)得到圆形限制性三体模型中的两组轨道初值,然后通过增大与减小"近地点距"的延拓方法得到圆形限制性三体周期轨道族。研究发现:逆行绕月的远距逆向轨道(DRO)可由1∶1开普勒共振轨道延拓得到,延拓过程中轨道共振比从1∶1逐渐演变为2∶1与3∶1,并展现出明显的非开普勒轨道特性;另外,一类大偏心轨道(HEO)通过2∶1与3∶1地心开普勒共振轨道的延拓得到,但仍可看作受摄的开普勒轨道。采用周期轨道Monodromy矩阵的特征值分析了DRO和HEO的稳定性,同时描述了各自轨道运动特点,可为相关的空间应用任务设计提供理论依据。与此同时,澄清了不同参考模型中"共振比"的概念以及同一共振比可能对应不同类型共振轨道的现象。 相似文献
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发射24小时地球同步卫星,一般需经两个阶段,首先将卫星送入过渡段轨道(亦称转移轨道),其近地距离较近,而远地距离与同步轨道一致。在过渡段轨道上飞行若干圈之后,于远地点再一次点火变轨,从而进入同步轨道。关于同步轨道的特征、摄动变化及其位置计算,已在文中详细阐明,本文将讨论过渡段的轨道变化。这一飞行段的定轨问题也是重要的,为了给出必要的信息,以便最后将卫星准确地送入同步轨道,必须使定轨达到一定的精度。过渡段轨道变化的特征这一飞行段的轨道的主要特征是偏心率大。如果用数值方法直接计算卫星的位置,就涉及到变步长问题;而用分析方法研究其轨道变化,将遇到一定的困难(当积分轨道变化方程 相似文献
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基于相对轨道要素的椭圆轨道卫星相对运动研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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... 相似文献
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本文阐述了移动通信卫星系统的发展趋势,包括增强同步轨道卫星的功能,发展同步轨道卫星与非同步轨道卫星的组合系统,采用低轨道卫星系统,并对光学星间链路低轨道卫星系统的概念进行了简单介绍。 相似文献
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以数学方法对过空间两固定点的拦截轨道进行了分析,给出了快速拦截轨道和能量最省拦截轨道的条件。并以大高度差异面圆轨道之间的远程拦截为例,设计了快速拦截轨道。最后通过仿真得到了对应的拦截域和最短拦截时间,为远程快速拦截轨道设计提供了理论分析依据。 相似文献
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近地太阳同步轨道卫星由平时轨道快速、精确机动至严格回归轨道是实现特定区域周期性重访的必要前提。为提高区域重访的快速响应能力,提出了一种严格回归轨道自动生成算法。首先根据重访区域的交点周期及重访周期要求,利用解析法快速生成初始严格回归轨道;然后基于太阳同步轨道特性并利用数值法进行多次寻优生成严格回归轨道,针对轨控时间、燃料消耗、偏心率等约束条件,给出了多脉冲轨控策略的具体实现;最后构建了轨道衰减的解析表达式,推导出严格回归轨道的控制窗口。结果表明:在国内可见弧度实施5天共5次轨道控制,卫星由太阳同步轨道机动至1天15圈的日回归轨道,区域重访周期约23h 59m 50s,燃料消耗59.9kg;在轨迹漂移量为5km的要求下,在标称轨道半长轴的基础上增加110.778m,轨迹网保持周期由15天延长至一个月以上,满足严格回归轨道重访要求。 相似文献
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低轨卫星的轨道寿命主要取决于大气的耗散作用,其轨道在不断变小(即高度降低)变圆的状态下进入地球稠密大气层中陨落。但地球转移轨道(GTO)碎片的运行轨道是一个近地点高度为200km,远地点高度达36000km的大偏心率(e=0.73)椭圆轨道,其轨道寿命主要由第三体(日、月)引力摄动所决定,而且还与其轨道的初始状态有密切关系。本文将根据地球卫星轨道变化规律进行理论分析,阐明力学机制,并给出相应的数值验证。 相似文献
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研究了近地卫星基于严格回归参考轨道的轨道保持控制方法:将卫星编队理论引入单星绝对轨道保持控制,提出了"虚拟卫星编队"的概念,分析了卫星轨道相对于参考空间轨迹在轨道摄动情况下的偏离状态及变化趋势,然后根据卫星编队相对运动学,推导出了偏离状态与虚拟卫星编队构形参数之间的对应关系,并设计了以轨道参数超调、偏置及阈值触发为特征的管道保持控制策略。数值仿真结果表明,使用该控制策略能够将卫星轨道保持在以空间参考轨迹为中心的轨道管道内,并且有效减少了因周期性轨道摄动波动造成的管道保持控制量和控制频次。研究成果对于有空间轨迹回归要求的卫星轨道保持控制具有指导意义。 相似文献
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基于双行轨道根数和简化普适摄动算法,提出平均轨道根数与密切轨道根数的互换算法。以在轨Tan-DEM-X编队的双星为例进行仿真。与传统的只考虑J2项摄动短周期影响的转换算法相比,本文提出的互换算法精度更高:由平均轨道根数转换的密切轨道根数与STK 8软件给出的结果一致;由密切轨道根数转换的平均轨道根数与北美防空司令部公布的双行轨道根数一致。仿真结果表明该互换方法具有科学性和工程应用价值。 相似文献