约束条件下的Halo轨道转移轨道设计

平动点任务的转移轨道往往存在约束条件,以往的研究集中于无约束条件下的Halo轨道转移轨道设计,研究约束条件下的Halo轨道的转移轨道设计问题.首先分析了平动点任务转移轨道的约束条件,然后给出了一种约束条件下Halo轨道转移轨道设计的一般方法,重点推导了考虑轨道高度、航迹角、轨道倾角、升交点约束的微分修正公式.然后以日地L,点附近的Halo轨道为目标轨道,在约束条件下设计了其转移轨道,仿真结果验证了本文方法的有效性.     

基于基准轨道的多节点协调轨道保持方法

在指定时间内，轨道摄动方程的状态变化可以用柯西标准型的常微分方程表述。基于摄动方程，轨道的修正控制参数的计算问题可以表示为指定区间两点边值问题的参数优化问题。传统的参数计算方法本质上是将边值问题转化为初值问题，强制在一个边界点上满足边值条件，弱化了积分区域中的约束条件，造成不适应多约束条件下的轨道保持。基于基准轨道的多节点轨道控制方法在积分区域内的一组约束条件下，建立基于多约束条件方程的有限差分方程，与传统的升交点重合法相比，该算法将约束条件由目标圈目标升交点扩展到点火圈与目标圈之间所有圈的卫星位置参数约束，从而确定控制量将卫星轨道始终保持在偏差管道内，最大限度的满足对卫星轨道保持的要求。     

日地Halo轨道的多约束转移轨道分层微分修正设计

针对日-地系统L1点（简称SEL1点）Halo轨道转移轨道设计中存在的多约束与初值敏感性问题,提出一种基于分层微分修正与初值多项式的设计方法。首先定义平动点转移轨道设计过程中存在的约束条件,然后根据不同的终端约束条件,重点给出了同时考虑轨道高度、轨道倾角、升交点赤经与航迹角等多约束条件下的分层微分修正方法。通过分析约束变量与控制变量之间的关系,得到能够解决微分修正初值问题的初值表达式。最后在多约束条件下设计了从轨道高度为200km的地球停泊轨道到SEL1点Halo轨道的转移轨道。仿真结果表明,分层微分修正方法能够处理多约束问题,且初值表达式可以为微分修正提供良好的初始条件,从而保证算法收敛,方法具有较好的实用性。     

载人飞船自动化轨道设计方法研究

为提高戢人飞船轨道设计的自动化程度和快速性,对自动化轨道设计方法进行了研究.分析了裁人飞船不同阶段飞行轨道的约束条件,用约束条件首先确定了轨道的半长轴取值范围,由回归条件可确定回归圈数的取值范围;在给定的回归和返回条件下,迭代求解运行轨道的轨道半长轴与倾角;根据运行轨道设计结果,反推初始轨道和留轨轨道的轨道根数.自动化...     

多重覆盖的定倾角最佳星座的设计

采用覆盖带技术,在全球多重连续覆盖、定倾角的条件下进行了星座设计。星座形式采用180°升交点分布,并考虑相邻轨道问卫星的相对相位。文章给出了必要的约束条件和解算方法,并在设计结果上有了较大的改进。     

多重覆盖的定倾角最佳星座的设计

采用覆盖带技术，在全球多重连续覆盖、定倾角的条件下进行了星座设计。星座形式采用１８０°升交点分布，并考虑相邻轨道间卫星的相对相位。文章给出了必要的约束条件和解算方法，并在设计结果上有了较大的改进。     

太阳同步卫星的轨道设计

在轨道六要素的基础上，分析了卫星太阳同步轨道设计时降(升)交点地方时、升交点赤经，以及冻结轨道参数等的确定方法。并给出了在轨道交点周期、回归圈数、回归周期、重复周期和其他因素等约束条件下的轨道设计要点。最后给出了一个轨道高度750～800km，卫星太阳同步轨道、冻结轨道和回归轨道的算例。     

基于双曲线B平面参数的快速微分修正月地返回轨道精确设计

月地返回轨道设计是探月三期月球采样返回任务中的重要内容之一,其约束条件较地月转移轨道复杂.此外,微分修正算法对于初值有很强的敏感性,且不易搜索得到初值.本文提出选取月心段出口点的双曲线B平面参数作为第一次迭代的目标值,选取地心段约束值作为第二次迭代的目标值,可有效的减少迭代次数和迭代时间,完成搜索初值过程.针对直接返回型轨 道和间接返回型轨道的设计问题,使用基于双曲线B平面参数的快速微分修正月地返回轨道精确设计方法,满足了对应的约束条件,易于求取变轨点的位置矢量和速度矢量,得到标称返回轨道.最后针对2种返回轨道类型的算例说明该方法有效.     

基于非线性约束的参数估计方法及其在轨道确定中的应用

基于非线性约束条件研究了一类不能求解析解的微分方程系统模型的参数估计方法.通过非线性系统模型和观测模型的线性化,用线性模型理论推导了非线性约束条件下的参数估计方法,设计了全局最优解的高斯牛顿迭代算法.某卫星轨道确定算例表明:该参数估计法的卫星轨道确定精度较传统最小二乘法提高约50%.     

登月飞船两次再入时的基准轨道设计

对登月飞船在指定轨道终点及多约束条件下两次再入轨道的优化设计进行了研究。根据多次再入法原理,基于设定的基本参数,给出了轨道设计的流程,仿真计算了二次再入点、弹出点、第一次再入点的参数,以及整体轨道。结果表明该方法可行,可为飞船高速度、多目标约束及高精度落点要求的再入轨道初步设计提供参考。