中长期轨道预报中大气阻力系数补偿算法的研究

利用地磁平静期的CHAMP卫星精密星历对多个弧段的大气阻力系数进行解算,找到了适用于轨道预报的最优系数,分析了最优阻力系数与地磁指数、迹向残差的关系,利用线性回归分析建立了大气阻力系数补偿算法。针对中长期轨道预报的需求,该算法能够降低定轨弧段较短条件下阻力系数的解算误差。将该补偿算法应用于不同时期CHAMP卫星和天宫一号的轨道预报,验证了该算法的正确性和普遍适用性,结果表明预报精度能够提高20%以上。     

大气阻力摄动对卫星编队飞行队形的影响分析

为了分析大气阻力摄动对卫星编队队形的影响,利用相对轨道根数法推导了包含大气阻力摄动的卫星编队相对运动的状态转移方程。仿真结果表明当几何形状和质量不同的两颗卫星在低轨道做编队飞行时,大气阻力摄动对编队队形的影响很大而不能忽略;当主卫星的半长轴相等时,主卫星轨道的偏心率越大编队飞行受大气阻力摄动的影响也越大;大气阻力摄动主要影响编队飞行迹向相对距离。     

基于大气模型误差特性的"天宫一号"再入预报

空间环境扰动是影响再入预报精度的重要因素。利用相同空间环境情况下大气模型误差具有较大相关性的特点,提出使用时分参数的策略进行再入预报。首先基于两行根数计算弹道系数,并根据弹道系数序列判别"天宫一号"(TG-1)目标飞行器的姿态;分析TG-1持续翻滚后弹道系数随地磁指数的变化特性,确定弹道系数-空间环境对应表;再入预报过程中根据积分时刻空间环境情况选择对应的弹道系数,以降低大气模型误差的影响。在TG-1再入案例中,文章中的方法最大预报误差仅为8%,远小于传统方法预报误差,可以有效提高空间环境扰动时的再入预报精度。     

一种基于动目标点的上面级相对相位控制方法

根据上面级多星发射任务对相对相位角的控制需求,提出了一种基于动目标点的以半长轴、偏心率、倾角和升交点赤经等轨道要素偏差为控制量的要素制导方法。给出了制导方法中的动目标点求取和根据轨道偏差进行控制使其到达目标位置的两个步骤。无需事先计算目标位置,根据参考卫星的初始轨道信息进行轨道预报在线实时计算目标点,有效消除了参考卫星的J2摄动影响及初始轨道偏差引起的相对相位角的误差。数学仿真结果验证了方法对相对相位控制的有效性和鲁棒性。     

倾角偏置太阳同步轨道的地面轨迹保持方法

为在倾角偏置条件下保持太阳同步轨道卫星的地面轨迹,在考虑地球扁率摄动、大气阻力摄动和太阳引力谐振等主要影响因素,以及卫星地面轨迹允许漂移范围的基础上,采用主动超调与被动控制结合的策略,提出了一种初始半长轴偏置后的卫星地面轨迹保持方法。分析了半长轴和倾角摄动变化率,以及初始半长轴和倾角偏置量对地面轨迹漂移的影响。仿真结果表明,该法可基本满足设计阶段的精度要求。     

基于实测数据的大气密度反演方法及应用研究

针对中长期的平均大气密度反演问题,以我国典型遥感卫星运行轨道数据作为基础,采用实测数据反演大气密度并对MSIS00模型进行局部修正,并将修正后的模型应用于遥感卫星推进剂的预算,仿真结果表明：得到的修正大气模型具有较高的准确度,且采用修正后的大气模型得到的轨道维持推进剂消耗比修正前减少了近35%,达到了在保障卫星安全运行基础上最大限度降低整星质量的目的。研究结果还可用于我国未来航天器的高精度轨道预报、推进剂预算、碰撞规避等任务。     

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。     

不完备轨道信息下的LEO轨道面内机动检测方法

针对某些因轨道信息不完整而无法直接外推的LEO轨道飞行器的机动检测问题,提出了一种基于轨道摄动影响的面内机动检测方法。该方法将半长轴和偏心率作为检测量,通过分析大气阻力摄动和J 2 项摄动对 LEO 飞行器轨道的影响,从而确定目标飞行器的轨道参数允许边界值,再通过和实际轨道参数进行比较来判定被检测数据点参数是否超出正常范围。最后,采用这种方法对X\|37B飞行器轨道数据进行了仿真验证,共检测出10个机动点,结果表明该方法可以较为准确地利用有限轨道信息检测目标的轨道机动情况。     

考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法研究

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因素计算在与该速度增量等效的连续推力作用下空间飞行器的实际位置,利用实际位置与目标位置的偏差构造虚拟目标点,通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令,空间飞行器接收并执行该指令进行轨道修正。仿真表明该轨道修正制导方法制导精度较高。     

用于对地观测定位的编队飞行卫星群轨道构形设计

编队飞行卫星群是一组小卫星,它们具有短的相对距离、相等的轨道半长轴和微小差别的其它轨道要素,它们形成相互伴随运动,并且具有一定的构形。提出将编队飞行卫星群的轨道设计技术应用于对地观测定位卫星系统中。根据设想的要求,针对由四颗伴随卫星围绕基准卫星(或一个虚拟的中心)飞行的轨道设计案例,初步分析了编队飞行卫星群的构形保持,地球引力和大气阻力的摄动影响等问题。     

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。     

一种提高空间实验室定轨精度的方法

以近地航天器轨道动力学为基础,建立变阻力系数大气摄动模型,设计了求解变阻力系数的算法。然后利用天宫一号飞行器的测轨数据进行计算,分析了空间实验室飞行高度的轨道特性,其中包括：大气模式密度误差、变阻力系数与空间环境关系、定轨残差和星历误差。在空间环境平静和磁暴的条件下,制定了多种求解变阻力系数的策略,解决了空间实验室长弧段定轨精度受限的问题,并在空间环境平静条件下实现了优于10米的定轨精度,在磁暴条件下实现了优于20米的定轨精度。     

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求,提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划,实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数;根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系,修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明,在入轨偏差轨道条件下,保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致,实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。     

碰撞风险评估中的空间环境激励图方法

因航天器物理特征、空间环境扰动变化、预报技术和大气模型性能等既有不确定因素的存在，空间目标碰撞概率等与轨道预报相关的评估工作存在模糊度问题，无法准确描述碰撞风险水平。文章基于碰撞概率极值，简化气动力误差模型，量化计算轨道预报相关事务的边界；提出空间环境激励图和3σ区的概念，并给出具体实施方法以及空间碎片碰撞预警、空间物体陨落预报的计算示例。计算结果表明，该方法能较好应对轨道预报相关事务中的模糊度问题，可为相关航天工程实践和决策提供参考。     

Navigation Solution to Maneuver a Spacecraft Relative to a Sphere Centered on a Cooperative Satellite

A differential correction algorithm is presented to deliver an impulsive maneuver to a satellite to place it within a sphere, with a user defined radius, centered around a non-maneuvering satellite within a constrained time. The differential correction algorithm develops and utilizes the State Transition Matrix along with the Equations of Motion and multiple satellite?s state information to determine the optimum trajectory to achieve the desired results. The results from the differential correction algorithm are very accurate for prograde orbits, as presented. The results allow for orbit design trade-offs, including satellites? initial inclinations, semi-major axes, as well as the ballistic coefficients. The results also provide an empirical method to determine the optimum ΔV$\mathrm{\Delta }V$ solution for the provided problem. Understanding that the minimum fuel solution lies with a semi-major axis ratio of 1, a very accurate empirical approximation is presented for semi-major axis ratio values less than and greater than 1. This work ultimately provides the generalized framework for applying the algorithm to a unique user defined maneuvering spacecraft scenario.     

基于IGRF地磁场模型的航天器地磁干扰力矩数值仿真

航天器长期在轨运行期间,空间磁场与其自身磁矩相互作用的累积,会对航天器的姿态造成较大影响,加重姿态控制系统负担,降低航天器的可靠性。文章分别针对航天器轨道计算及地磁场模型的使用,对航天器地磁干扰力矩数值的仿真进行了系统的研究,最终得到航天器在轨运行时地磁干扰力矩计算仿真方法。     

基于迭代修正方法的严格回归轨道设计

通过分析太阳同步回归轨道的轨道根数和星下点经度/纬度的关系,推导了一组轨道根数的修正公式。基于高精度轨道动力学模型和升交点位置确定方法,构造了关于轨道半长轴和轨道倾角的迭代修正方法。针对偏心率矢量的动力学系统所具有的极限环特性,构造了平均法求其解析近似,从而实现冻结轨道特性对偏心率和近地点幅角的迭代修正。结合迭代修正,得到一组严格回归的轨道根数。该轨道能够重访空间目标点,具有较高的回归精度。