利用经度值进行同步卫星漂移率控制的方法

针对地球静止轨道卫星东西位保平经度差漂移环控制,通过分析和推导相关公式,给出了东西位保平经度漂移率、定点位置漂移加速度、位保周期、位保精度、速度增量、半长轴变化率及东西边界点漂移率之间的相互关系.结合实际东西控制,变换推广经典公式,提出了东西控制时刻不在边界点时轨道控制参数的计算方法.在此基础上,给出了按给定边界经度值进行漂移率控制的方法,并根据某型号卫星一次东西位保控制参数进行了反算,验证了方法的正确性.     

定点卫星的轨道控制及控制周期与轨道参数误差的简化关系

一、前言发射静止卫星的关键技术在于使卫星由转移轨道经漂移轨道进入静止轨道(变轨技术),最后使卫星静止于指定的经度(定点技术)。从卫星用户的角度来看,重要的问题是卫星进入静止轨道之后的位置保持和定点管理。国际电联规定,通信卫星定点经度的变化范围不能超过±0.1°;对今后某些区域性通信卫星     

地球非球形对卫星轨道的长期影响及补偿研究

首先建立了地球非球形引力摄动模型,通过对地球非球形引力摄动对卫星轨道的长期影响分析发现,地球非球形引力摄动对卫星轨道升交点赤经和沿迹角的漂移量与时间成近似线性关系;然后推导了通过主动偏置半长轴和倾角的方法来补偿摄动长期影响的计算公式,设计了基于仿真的地球非球形引力摄动补偿方法;最后对GlobalStar星座卫星进行仿真与试验.结果表明,设计的补偿方法是可行的,摄动补偿后在地球非球形引力摄动作用下卫星轨道的长期稳定性得到了很好的保持.     

太阳同步卫星和地球同步卫星运动中的几个问题

本文讨论太阳同步卫星和地球同步卫星运动中的几个问题,即 (1)如何选择轨道参数,使卫星轨道面的变化保持与太阳运动同步以及对地面扫描的覆盖问题; (2)在“同一”定点经度部署两颗地球同步卫星的系统中卫星轨道变化与单星情况的差别以及两星相对距离的变化规律。     

太阳同步卫星和地球同步卫星运动中的几个问题

本文讨论太阳同步卫星和地球同步卫星运动中的几个问题，即（1）如何选择轨道参数，使卫星轨道面的变化保持与太阳运动同步以及对地面扫描的覆盖问题；（2）在“同一”定点经度部署两颗地球同步卫星的系统中卫星轨道变化与单星情况的差别以及两星相对距离的变化规律。     

有关近赤道卫星圆轨道初始节点位置的一些有价值的分析结果

本文利用基于李氏变换的摄动理论,求得了近赤道卫星圆轨道倾角和升交点赤径的二阶长周期解。这种解包含了地球扁率与月—日摄动的平均效应。然后给出了对任务分析有用的三种算法。第一种算法求得了导致倾角减小至零的初始节点位置,以及达到零倾角所对应的时间;第二种算法确定了在给定的时间间隔内,使轨道倾角保持在规定值范围内的初始节点所在区域;第三种算法确定了在不采用任何机动控制的情况下,使卫星保持在规定倾角容差之内的时间最长的初始节点位置,并求出与之对应的最长时间。对于24小时近赤道卫星圆轨道,本文给出了第一和第三种算法的结果,并以简单的闭合形式给出。     

在地球扁率摄动下的卫星编队飞行控制

卫星编队飞行的难点之一是在干扰力环境下控制队形。采用了一种基于线性二次调节器(LQR)的最优控制方法，对低轨道地球卫星所受的地球扁率摄动(J2力)加以模拟，并在模拟的地球低轨道J2力环境中。对几种卫星编队进行了模拟控制，从控制精度和能量消耗的角度对控制方法进行了分析，提出了卫星编队飞行中相对距离控制和绝对距离控制需要注意的问题。     

关于地球转移轨道碎片的轨道寿命问题

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。     

地球同步卫星漂移率和偏心率单脉冲联合控制策略

在分析地球同步卫星漂移率和偏心率控制原理的基础上,提出了应用太阳同步偏心率控制模式,对经度漂移率和偏心率进行单脉冲联合控制的策略。该策略通过缩小漂移环半宽和偏心率保持圆半径的方法构建轨道修正模型,使得在太阳同步偏心率控制模式下,漂移率和偏心率控制所需速度增量相等且两者位保周期相同。数学模型和仿真结果表明,应用该策略进行东西位保,全年所需速度增量等于漂移率控制所需速度增量且轨控时刻固定,可以使漂移率和偏心率都达到精度要求。     

24小时地球同步卫星过渡段的轨道变化

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     

“东方红三号”通信卫星

我国研制的新一代通信卫星“东方红三号”于5月12日零时17分由新型的“长征三号甲”运载火箭在西昌卫星发射中心发射升空.24分钟后,卫星进入近地点2O9千米,远地点36194千米的地球同步转移轨道.在西安卫星测控中心控制下,星上远地点发动机作了三次点火,变轨成功,使卫星顺利进入准同步轨道,并已最终将卫星定点在距地球35786千米高度的东经125度赤道上空.“长征三号甲”运载火箭是我国自行研制的地球同步轨道运载能力较大的运载火箭,这种型号     

摄动对编队飞行星座相对构型的影响分析

在近圆轨道编队飞行的假设条件下，根据动力学关系推导出了环绕卫星相对参考卫星的运动学简化模型，并以此简化模型为基础，分别研究了大气阻力摄动、日月引力摄动、太阳光压摄动和地球扁率摄动对编队飞行星座的构型影响，着重分析了地球扁率摄动周期项和长期项对构型的影响，并以此对编队轨道设计提出建议。     

北斗GEO卫星南北控制对半长轴影响分析

在北斗GEO（Geostationary Earth Orbit,地球静止轨道）卫星南北控制期间,陀螺漂移、姿态控制、轨道平面变化等因素都会对卫星轨道半长轴产生影响,进而影响卫星星下点经度漂移,而在实际工程中难以提前准确预估南北控制对半长轴的影响。根据GEO卫星南北控制特点,分析了各因素对半长轴影响的原因,通过影响因素剥离的方法建立了各因素对半长轴影响的模型,利用在轨GEO卫星历次南北控制的实际数据,验证了模型的准确性并给出了各个因素的影响量级。结果表明,该模型可使得南北控制对半长轴影响的预测精度达到1 km以内,可用于北斗GEO卫星南北控制时半长轴补偿控制。     

一种地球同步自旋卫星红外弦宽差分定姿方法

 提出了一种定点后地球同步自旋卫星姿态确定方法,推导了它的计算公式。充分利用了定点后卫星相对地球位置固定不变的特点,只利用一个参考矢量和卫星的位置信息,就可以确定卫星的姿态,完全消除了传统定姿态方法的几何条件限制。由于本方法姿态计算过程中利用的是星上红外地球敏感器测量数据的差分值,消除了测量数据中系统差对定姿精度的影响,使定姿精度提高到0.01°,实际工程应用效果进一步证明了该算法的正确性和精度。     

24小时地球同步卫星的轨道变化

本文是研究24小时地球同步卫星的运动特征,给出计算这种卫星轨道变化的方法,为通讯卫星的轨道设计和计算提供依据。     

基于机械能变化的超低轨道大气密度实时估计

在强大气阻力摄动作用下,超低轨道卫星的轨道高度会迅速衰减,大气密度的在轨实时估计对超低轨道卫星的轨道和姿态控制非常重要。研究了利用机械能变化率实现超低轨道卫星大气密度的实时估计方法,基于轨道摄动理论推导了在地球引力、大气阻力和控制力作用下大气密度的估计公式。仿真结果表明,该方法可有效地估计出大气密度。     

严格回归轨道自动生成算法及实现

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。     

基于STK模型的伪距/伪距率组合导航算法研究

传统的组合导航仿真算法采用位置、速度信息组合模式,由于计算误差和测量误差的存在,导致结果误差偏大。本文针对轨道机动飞行器的特点,通过STK卫星仿真软件分别模拟GPS卫星星历及机动飞行器从初始轨道向目标轨道过渡真实轨迹,采用基于伪距、伪距率的SINS/GPS紧密组合导航系统对飞行器转移过程进行数学仿真计算。结果表明,基于伪距/伪距率组合导航方法,不仅可以修正惯性元件的常值漂移,并且对轨道转移段的速度、位置误差有很好的估计,获得较高的导航精度。     

星座碰撞规避的迭代学习构型保持方法CSCD

针对低轨卫星星座运行中地球引力摄动的周期特性,基于迭代学习控制(ILC)方法,提出了星座碰撞规避的迭代学习构型保持方法。该方法由反馈控制和ILC两部分构成,分别抑制卫星运行过程中的非周期摄动和周期摄动对构型保持精度的影响,进而在地球非球形引力摄动未知条件下,通过相对构型的精确保持实现对星座卫星碰撞的有效规避。仿真结果表明,在地球J摄动影响下,与传统反馈控制相比,ILC方法以更小的控制输入实现了轨道保持精度的显著提升,进而在星座卫星轨道高度相近的情形下显著降低了碰撞风险,且控制器可在保证收敛性能的前提下,实现启动时间的灵活选择。     

火星自然卫星分析历表的建立

为了解环火星探测器的运动规律,就要构造环火星探测器的轨道分析解,这会涉及2个火星自然卫星的分析历表,因而需要首先构造它们的轨道分析解。由于火星与地球类似,参照建立人造地球卫星轨道摄动解的方法,构造火星自然卫星轨道的摄动分析解,分离出短周期项,即可给出所需要的历表计算公式。将其与JPL网站上提供的历表进行比对,结果表明,所采用的数学模型以及构造轨道摄动解的方法均有效,能够达到期望的精度。