太阳同步兼回归轨道的控制方法

本文给出了太阳同步兼回归轨道的一种控制方法,并提出用偏置半长轴补偿倾角误差引起的地面轨迹漂移。在轨道保持中采用了超调模式。 该方法适用于地球观测卫星的普遍情况,并可用于这类卫星的轨道设计。     

太阳同步回归轨道的长期演变与控制

近地轨道的遥感卫星绝大部分都采用太阳同步回归轨道。这类轨道由于受到大气阻力的影响,半长轴将不断地衰变并导致地面轨迹的东漂,为保持回归特性需周期性地对半长轴进行调整。另一类长期变化是太阳引力引起的倾角变化,这是太阳同步轨道特有的。倾角长期的变化又进一步导致回归轨道的标称半长轴和降交点地方时的相应变化。文章给出了这些变化的解析模型以及轨道控制的策略。     

长期在轨运行卫星的轨道维持技术

本文研究近地轨道卫星长期在轨运行的轨道维持问题。轨道维持的任务是将卫星的星下点轨迹保持在设计的参考轨迹附近。近地轨道卫星所受的摄动力包括地球引力摄动、日月摄动、大气阻力摄动和光压摄动等,而影响卫星轨道星下点漂移的主要因素是大气阻力摄动。本文给出了一种新的卫星轨道维持策略,数学仿真表明了其有效性。     

基于倾角修正的太阳同步轨道降交点地方时主动控制及应用

研究通过近圆太阳同步轨道卫星倾角修正控制使卫星降交点地方时反向漂移的方法,给出了控制动力学方程,分析了倾角控制的电源、轨控推力器和地面测控系统等约束条件并提出了轨道控制方案。介绍了我国首次太阳同步轨道卫星大倾角修正控制的在轨实践,对轨道倾角控制精度进行了分析和评估。修正过程中利用陀螺常值漂移对姿态机动的影响,使倾角控制对半长轴产生有利的耦合作用,减少了推进剂消耗。在轨实测结果验证了该法对降交点地方时漂移控制的有效性。     

高精度重力场下回归轨道半解析优化设计

为解决太阳同步回归轨道的标称设计问题,提出一种基于高精度重力场的半解析优化方法。建立地球非球形引力摄动阶数为J15 的高精度重力场解析模型,并分离出引力摄动的长期项和长周期项。构建回归轨道从半长轴到平交点周期的对应关系,平交点周期变化随引力摄动阶数的提高而逐渐收敛。通过微分修正迭代算法所确定的半长轴相对于传统J2摄动模型的半长轴确定值具有更高的精度和更好的稳定性。考察摄动短周期项影响下的密切交点周期,结果表明其受初始位置(平近点角)影响较大,变化范围为0.015s,并由此给出精确回归轨道优化设计的基准：不同的初始位置上满足星下点轨迹严格回归的半长轴期望值。     

一种考虑摄动影响的星座构型稳定性设计方法

研究了星座构型稳定性设计方法,通过分析在长期摄动因素影响下星座各卫星轨迹偏移量,采用卫星初始参数偏置补偿原理,提出星座整体偏移思想。结合数据拟合方法,对多种摄动整体影响结果进行拟合调整,设计相应的调整方案,以消除卫星轨道在长期摄动因素下产生的偏差,保持了星座构型稳定性。在获得相应的参数调整量后,选取最为合理的设计方案,使卫星构型因摄动影响而调整所需要的能量尽可能小。     

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。     

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。     

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。     

一种利用面质比调整提高编队构形稳定性的方法

分布式卫星编队构形受大气摄动的影响会产生沿航迹方向的相对漂移。通过合理的面质比调整,可以降低漂移,提高构形稳定性。基于包含周日效应的大气密度模型,研究了编队卫星轨道能量耗散的差异,进而指出大气摄动引起的构形漂移与构形初始相位、以及轨道面和太阳密度周日峰方向夹角之间存在的关系。给出解析形式和数值方式2种面质比调整方法,并对后一种方法进行了仿真。仿真结果显示,利用文中给出的面质比调整方法,能够大大提高构形的稳定性。     

地球磁场对带电赤道卫星的轨道半长轴和偏心率的摄动影响

本文利用摄动理论研究了带电的赤道卫星在地球磁场中做椭圆轨道运动时地磁摄动力对轨道半长径和偏心率的摄动影响。研究结果表明：地磁场对带电赤道卫星的轨道半长径没有摄动影响，既无周期摄动，也无长期摄动，但对轨道偏心率有摄动影响，且只有周期性摄动，而无长期摄动。当卫星自身带电量较大时，这种摄动影响必须予以考虑     

Variation of the Satellite Orbit Altitude by the Light Pressure Force

The possibility of the uncontrolled increase of the altitude of an almost circular satellite orbit by the force of the light pressure is investigated. The satellite is equipped with a damper and a system of mirrors (solar batteries can serve as such a system). The flight of the satellite takes place in the mode of a single-axis gravitational orientation, the axis of its minimum principal central moment of inertia makes a small angle with the local vertical and the motion of the satellite around this axis constitutes forced oscillations under the impact of the moment of force of the light pressure. The form of the oscillations and the initial orbit are chosen so that the transverse component of the force of the light pressure acting upon the satellite be positive and the semimajor axis of the orbit would continuously increase. As this takes place, the orbit remains almost circular. We investigate the evolution of the orbit over an extended time interval by the method which employs separate integration of the equations of the orbital and rotational motions of the satellite. The method includes outer and inner cycles. The outer cycle involves the numerical integration of the averaged equations of motion of the satellite center of mass. The inner cycle serves to calculate the right-hand sides of these equations. It amounts to constructing an asymptotically stable periodic motion of the satellite in the mode of a single-axis gravitational orientation for current values of the orbit elements and to averaging the equations of the orbital motion along it. It is demonstrated that the monotone increase of the semimajor axis takes place during the first 15 years of motion. In actuality, the semimajor axis oscillates with a period of about 60 years. The eccentricity and inclination of the orbit remain close to their initial values.     

FY-2C星发射轨道计算与分析

根据卫星发射窗口的一般性和风云二号(FY-2)C气象卫星特定限制条件,计算了2004年10月19日符合要求的发射窗口.在比较上午和晚上发射窗口的基础上,确定C星选择上午发射窗口.给出了影响卫星定点捕获所需速度增量的入轨轨道参数和点火姿态等因素,并仿真计算了轨道半长轴、近地点高度、倾角和近地点幅角与速度增量的关系.分析结果表明,卫星发射窗口的确定与星、地、日间的位置密切相关.入轨偏差越小,定点捕获所需肼燃料消耗也越少.     

两种南北位置保持控制策略研究

根据倾角漂移基本原理,对某三轴稳定地球同步卫星的倾角控制短期策略和长期策略进行了研究。仿真结果表明：两种南北位置保持策略均能使倾角控制在既定的精度范围内,从长远角度看,短期策略的南北保持周期略长,卫星控制频度基本相当;长期策略燃料消耗量较少,方法实现相对复杂。     

考虑地球扁率的大椭圆轨道编队飞行优化设计

大椭圆轨道上卫星编队的相对运动特性及其所受摄动力的影响给编队轨道设计者提出了新的挑战.本文总结了大椭圆轨道卫星编队的五种基本形式,利用数值积分法计算了主星轨道倾角、近地点角和平近点角初值对地球扁率作用下基本编队形式相对位置极值点漂移量的影响规律.结合零J2项摄动条件,提出基于主星平近点角初值的J2项编队相对轨道优化设计方法,进而获得瞬时根数描述的编队初始条件.仿真算例表明：优化设计结果可以明显降低大椭圆轨道编队卫星的相对漂移量,与平根数描述的编队初始条件的设计结果相比,相对距离极大值点的漂移量降低约81.8681%,验证了基于主星平近点角初值的大椭圆轨道编队优化设计方法的可行性.     

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。     

Evolution of the Orbit of an Earth Satellite with a Solar Sail

The efficiency of using the light pressure of solar radiation for increasing the semimajor axis of the orbit of an Earth Satellite carrying a solar sail is estimated. The orbit is nearly circular and has an altitude of about 900 km. The satellite is in the mode of single-axis solar orientation: it rotates at an angular velocity of 1 deg/s around the axis of symmetry, which traces the direction to the Sun. This mode is maintained by the solar sail, which serves in this case as a solar stabilizer. The following method of increasing the semimajor axis of the orbit (which is equivalent to increasing the total energy of the satellite's orbital motion) is considered. On those sections of the orbit, where the angle between the light pressure force acting upon the sail and the vector of geocentric velocity of the satellite does not exceed a specified limit, the sail is functioning as a solar stabilizer. On those sections of the orbit, where the above-indicated angle exceeds this limit, the sail is furled by way of turning the edges of the petals towards the Sun. Such a control increases the semimajor axis by more than 150 km for three months of flight. In this case, the accuracy of solar orientation decreases insignificantly.