一种空间协同探测系统的星座设计方法

研究了由多颗合成孔径雷达卫星和一颗可见光卫星构成的空间协同探测系统的工作模式.根据太阳同步轨道和冻结轨道的特点,结合近地轨道遥感卫星的应用需求,选择了轨道半长轴、偏心率、倾角、近心点幅角.考虑到卫星偏航控制对覆盖性能的影响,在不动的地心坐标系中推导了卫星观测方向与地表交点的表达式,提出了确定系统中各颗卫星的升交点赤经和过近心点时刻的算法.给出了包含两颗合成孔径雷达卫星与一颗可见光卫星的协同探测系统的星座设计结果,并利用国际公认的卫星软件工具包Satellite ToolKit进行了验证,表明该设计方法是正确的.     

一种小卫星绕飞编队的运动学设计新方法研究

在用运动学方法进行小卫星绕飞编队的相对运动分析和轨道设计时，一般假设环绕卫星和参考卫星的升交点赤经差、轨道倾角差和纬度幅角差均为小量，从而对相对运动方程进行近似和简化．但是当参考卫星的轨道倾角等于零或较小时，环绕卫星和参考卫星的升交点赤经差和纬度幅角差并不是小量，此时由于假设条件不成立而无法得到合理的轨道设计结果．针对这种情况，本文提出了一种小卫星绕飞编队的运动学设计新方法．首先对零轨道倾角卫星编队的卫星相对运动方程进行近似简化，得到了以轨道根数差为参数的相对运动方程和卫星编队设计方法，然后通过转移矩阵变换来进行任意轨道倾角的卫星绕飞编队设计，最后通过实例验证了方法的正确性．     

倾斜同步轨道卫星交叉点位置演化及保持

倾斜同步轨道(IGSO)卫星交叉点位置在各种轨道摄动因素和入轨偏差的共同影响下,其交叉点位置会在赤道上发生漂移,这种漂移将导致服务区域的漂移,从而影响系统的性能,因此IGSO卫星需要进行定期的交叉点位置保持来保证服务的稳定。对IGSO卫星交叉点位置的演化和保持问题进行了深入的研究,首先,讨论了IGSO卫星交叉点位置的演化规律,给出了在地球非球形引力、日月引力摄动以及卫星入轨偏差作用下的交叉点位置的演化公式,并分析了公式的精度;接着,在对交叉点位置演化规律的分析基础上,进一步讨论了IGSO卫星交叉点位置保持策略。     

卫星空间外热流轨道参数ψo,Ωo和ωo计算

文章给出了卫星热分析空间外热流计算中所需要的轨道参数太阳黄经，升交点赤经和近地点幅角的初值ψｏ，Ωｏ和ωｏ的计算公式。其精确度满足卫星热分析要求。     

卫星空间外热流轨道参数ψ_0,Ω_0和ω_0计算

文章给出了卫星热分析空间外热流计算中所需要的轨道参数太阳黄经、升交点赤经和近地点幅角的初值φ_0、Ω_0、ω_0 的计算公式。其精确度满足卫星热分析要求。     

月球探测器发射机会分析

发射月球探测器实际上是使探测器与月球交会的问题,由于月球位置的变化,选择不同的交会日期相应的地月转移轨道是不相同的。文章分析了月球在一个恒星月内位置变化与相应的地月转移轨道升交点赤经和近地点幅角变化的关系,在这个基础上讨论了发射机会和发射窗口问题。     

LEO-LEO掩星事件持续时间及卫星间相对角速度仿真分析

通过对LEO-LEO掩星事件仿真,分析卫星轨道参数对掩星事件持续时间和卫星间相对角速度的影响.结果表明:对掩星事件持续时间影响较大的LEO-LEO卫星轨道参数依次为轨道倾角、升交点赤经、轨道高度,近地点角距对掩星事件持续时间影响不大;LEO-LEO卫星轨道倾角互补时,掩星事件持续时间最短,为98s;两颗LEO卫星轨道倾角之和或者升交点赤经之差在120°-240°范围内,掩星持续时间约100~150s;两颗LEO卫星轨道越高,掩星持续时间越短;掩星发生时,LEO卫星间水平方向相对角速度最大值约为0.14（°）·-1,俯仰方向相对角速度最大值约为0.078（°）·s-1.      

重力梯度力矩作用下近地卫星自旋运动规律分析

为研究近地卫星自旋运动规律,建立了近地卫星在受摄动影响的轨道上运行并受重力梯度力矩作用下的姿态运动模型,推导了自旋角速率满足一定条件下自旋运动的进动角、章动角、自旋角的解析解,对重力梯度作用下的自旋姿态运动规律进行了仿真分析,并用仿真计算结果验证了解析解的正确性。在轨道面缓慢进动情况下,当卫星绕最大主惯量轴自旋时,给出了自旋角速率取值范围表达式,在该取值范围内卫星自旋运动能够跟随轨道面一起进动,自旋轴以恒定的平均角速率进动,章动角在小范围内波动。建立的自旋姿态运动模型和分析结论可用于近地卫星姿态失控后的姿态确定和预测、在轨姿态设计及在轨备份等。     

一种利用角动量进行电推力矢量标定的算法

航天器上越来越多地使用电推进进行轨道修正,电推力器的配置安装和使用方式决定了电推进的调整策略,大多数情况下在轨卫星都需要进行电推力矢量的标定和调整。针对国内某类型地球静止轨道卫星,提出一种利用在轨电推力器工作时引起的星体角动量变化来进行电推力矢量标定及调整的算法,同时给出了国内首次在轨电推力矢量标定及调整的应用实例。在轨标定结果表明算法正确可行,该算法为在轨卫星电推标定和调整提供了一种解决方案。     

低轨大规模卫星星座内部防碰撞安全性分析

针对低轨大规模星座卫星间碰撞安全问题，对星座构型的最大漂移量开展了研究。基于球面三角形理论计算了卫星轨道平面的最小相位差；采用控制变量法对星座构型参数进行研究，分析不同构型参数对星座卫星最小相位差的影响，以及升交点赤经漂移量与最小相位差的关系，提出了基于最小相位差的星座构型参数协同设计方法；基于相对相位分析方法，建立升交点赤经漂移量与相位漂移量随时间变化的函数关系；最后，以Starlink第一期星座为参考对象进行仿真，验证了构型参数协同设计方法的合理性。     

低轨Walker星座构型偏置维持控制方法分析

针对低轨(low earth orbit,LEO)Walker星座构型稳定性维持问题,分析了低轨卫星的轨道摄动和星座构型稳定性的影响因素.通过分析低轨Walker星座的轨道摄动和相对漂移特点,提出了两次偏置策略.首先,依据未偏置时星座相对漂移量拟合得出第一次偏置时的偏置量.然后利用第一次偏置后的相对漂移量拟合得出第二次...     

Identification of a debris cloud from the nuclear powered SNAPSHOT satellite with haystack radar measurements

Data from the Massachusetts Institute of Technology Lincoln Laboratory Long Range Imaging Radar (known as the Haystack radar) have been used in the past to examine families of objects from individual satellite breakups or families of orbiting objects that can be isolated in altitude and inclination. This is possible because, for some time after a breakup, the debris cloud of particles can remain grouped together in similar orbit planes. This cloud will be visible to the radar, in fixed staring mode, for a short time twice each day, as the orbit plane moves through the field of view. There should be a unique three-dimensional pattern in observation time, range, and range rate which can identify the cloud. Eventually, through slightly differing precession rates of the right ascension of ascending node of the debris cloud, the observation time becomes distributed so that event identification becomes much more difficult.     

轨道维持与调相的综合优化策略研究

在交会对接飞行任务设计研究中必须首先确定目标航天器的轨道设计策略,研究了一种将目标航天器轨道维持和调相两种任务进行综合优化的策略.轨道维持的任务是使得目标航天器轨道的形状和位置符合交会要求,调相的任务是使目标航天器在轨道中的初始相位角符合交会要求.在考虑了交会对接发射窗口、交会终端约束条件下,将目标航天器轨道设计问题转化为一个非线性规划问题,应用序列二次规划方法对其进行了求解.仿真计算表明,这种方法既能以较少变轨次数满足交会对接任务要求,又能节省燃料,为空间交会对接任务规划提供了重要参考.     

连续小推力条件下星座轨道机动方法研究

基于连续小推力条件下星座轨道机动的动力学特性分析,研究了其入轨的布局置入和离轨机动方法。地球轨道上的大型星座数量巨大,传统的轨迹优化方法较难应用。针对多星入轨的星座布局置入任务,求解了分时序抬轨的相位调整问题,并在轨道抬升过程中,利用轨道倾角偏置补偿升交点赤经漂移。针对星座中卫星的离轨任务,设计了半长轴和偏心率的联合调整方法。在保证卫星快速离轨的同时,能够有效减少燃料的消耗。考虑到连续小推力机动的弧段效应,控制策略需要围绕控制效应的曲线积分进行优化。     

Spin axis orientation of Ajisai determined from Graz 2 kHz SLR data

The Graz 2 kHz Satellite Laser Ranging (SLR) measurements allow determination of the spin axis orientation of the geodetic satellite Ajisai. The high repetition rate of the laser makes it possible to determine the epoch time when the laser is pointing directly between two corner cube reflector (CCR) rings of the satellite. Identification of many such events during a few (up to 3) consecutive passes allows to state the satellite orientation in the celestial coordinate system. Six years of 2 kHz SLR data (October 2003–October 2009) delivered 331 orientation values which clearly show precession of the axis along a cone centered at 14^h56^m2.8^s in right ascension and 88.512° in declination (J2000.0 celestial reference frame) and with an half-aperture angle θ of 1.405°. The spin axis precesses with a period of 117 days, which is equal to the period of the right ascension of the ascending node of Ajisai’s orbit. We present a model of the axis precession which allows prediction of the satellite orientation – necessary for the envisaged laser time transfer via Ajisai mirrors.     

The influence of orbital maneuver on autonomous orbit determination of an extended satellite navigation constellation

The right ascension of the ascending node is unobservable if only the inter-satellite ranging is used for autonomous orbit determination (AOD) of an Earth navigation constellation. However, if an Earth-Moon libration point satellite is added to the Earth navigation constellation to construct an extended navigation constellation, all the orbital elements can be determined with only the inter-satellite ranging. Furthermore, the extended navigation constellation can provide navigation information for interplanetary probes. For such an extended navigation constellation, orbital control needs to be considered due to the instability of the libration-point satellite orbit. This study concerns the influence of satellite orbital maneuver on the AOD of the extended navigation constellation. An AOD method under orbital maneuver is proposed. A low thrust controller is designed to achieve libration point satellite autonomous orbit maintenance by using AOD results. A navigation constellation consisting of three GPS satellites and one libration point satellite are designed for simulation. The simulation results show that libration point satellites can achieve autonomous navigation and autonomous orbit maintenance by only using inter-satellite ranging information. The rotation drift error of the Earth navigation constellation is also suppressed.     

卫星轨道保持的一类控制模型

地球赤道静止卫星希望其定点位置固定不变 ;采用轨迹重复的近地轨道的对地遥感卫星 ,需要具有固定的地面轨迹位置 ;如果这类遥感卫星还同时采用太阳同步轨道 ,则还要求降交点地方平太阳时固定不变。上述这三种情况虽然其物理机制各不相同 ,但其变化及控制过程可以抽象出一种共同的模型。文章首先给出这个统一的模型并对其进行讨论 ,然后将结果应用到所述的三种具体情况     

SAR卫星多普勒频移偏航导引补偿效果分析

SAR卫星的多普勒中心频率与卫星和地面目标点间的相对运动有关，文章基于轨道动力学理论，把中心频率分解为两个部分，分别与卫星偏航姿态角相关和无关。对卫星施加偏航导引可以补偿前者，后者则作为噪声而存在。首先导出偏航导引的解析表达式，并简化为余弦函数形式使之适合实时计算；然后定义了补偿度的概念，理论上估计了施加偏航导引的补偿效果，同时在考虑地球为椭球体以及存在J2项摄动的条件下，通过对偏航导引简化公式补偿度的数值仿真，证明了补偿效果的理论估计方法在一定条件下的有效性，重点研究了补偿度与轨道偏心率和雷达侧视角的关系；最后进一步阐明轨道根数和雷达参数对补偿效果的影响，为SAR卫星的初步设计提供了理论支持。     

零偏模式下太阳光压对轨迹保持控制影响分析

从某颗在轨卫星地面轨迹漂移“异常”出发,分析了该现象发生的内在机理,建立了零偏模式下（卫星姿态偏航角保持为零）光压摄动力沿迹方向累积效应解析模型,并基于历史观测数据通过轨道改进估计模型参数。最后,利用该卫星2018年真实地面轨迹对新模型预报精度进行验证。结果表明,采用新模型后,卫星地面轨迹漂移预报误差得到明显改善,为该卫星轨迹保持控制策略制定提供了技术支持。