搭载星与运载火箭分离的动力学研究

以分离条件恶劣的搭载星为对象,对其与运载火箭分离的过程进行了研究。通过对物理模型的分析,建立了动力学方程;通过对各种干扰因素的分析,计算了共同作用的扰动力矩,最终得到卫星分离的速度、卫星姿态参数和星箭相对位置。     

小卫星编队飞行应用研究

小卫星编队系统有着成本低、高性能、和较强的灵活性等众多优点,这些特有的优势使其成为目前航天领域的研究热点。通过阐述目前小卫星编队飞行应用的研究方向、关键技术和未来的研究发展趋势,指出了该技术具有广阔的发展前景和空间。     

一种地球静止轨道自旋卫星东西控制参数计算方法及应用

提出一种新的地球同步在轨自旋卫星东西位置保持控制策略,它可以在给定控制精度下,达到传统算法同样的控制效果,但大大简化了过去算法的复杂性.同时还进一步分析了影响自旋卫星轨控效率的因素,给出了相应的提高措施,这些方法都已成功地运用到我国风云二号卫星的在轨工程测控上.     

小卫星的空间操作

ＣＡＴ空间系统公司（原ＤＳＩ）在８０及９０年代的“小卫星”计划中起了重要的作用。传统低轨卫星的设计、制造、发射及操作成本高，时间长。这些问题一直在激励人们去开发新的工艺、技术，以及低成本、毋需严格调整的卫星。这些卫星采用低功率“小卫星”通信设备（ＴＤＲＳＳ用于ＮＡＳＡ低轨星则要求大功率），通常搭载不需要大量冗余备份系统并且不需要大型地面设备和人员保障的有效载荷／实验设备。这种小型且适应性强的卫星还     

小卫星星座的最优脉冲变轨研究

针对小卫星星座,进行星座发射中的最优脉冲式变轨研究,给出了形成星座的脉冲式变轨的基本原理;基于卫星相对运动状态转移方程,推导出了星座参脉冲式变轨的理论解,即所要施加的脉冲控制量的解析式,利用遗传算法,对双脉冲式变轨的脉冲控制量进行了优化计算,求得了使总变轨脉冲最小的最优变轨时间,最后,探讨了星座脉冲式变轨的工程实现现途径,为工程应用和研究提供参考。     

基于动量轮转速标定的轨道控制方法研究

某地球同步三轴卫星因故障导致推力器工作效率不稳定,使得采用原有方案进行向西轨道控制时姿态变化大,控制准确度降低.针对上述问题,通过分析卫星用于姿态控制的偏置动量轮的控制规律,利用星体角动量守恒条件,建立了偏置动量轮转速变化与轨道半长轴变化之间的相关性数学模型,提出了一种改进的基于偏置动量轮转速标定的轨道控制方法,同时结合姿态的稳定变化制定了轨道控制实施方案,并将其应用于实际卫星轨道控制中,取得了良好的控制效果.改进的控制方法提高了轨道控制的准确率,使得半长轴误差幅度由最大60％提高到0.2％左右,增加了姿态的稳定性,使得俯仰姿态变化幅度由最大0.7°减小到0.2°左右,降低了控制风险,减轻了地面控制人员的负担.     

美国小卫星利用天基测控系统的研究

由于对地观测小卫星和遥感小卫星的数据量很大,迫切希望能利用中继卫星向地面传送数据。为此,美国宇航局积极开展了小卫星利用中继卫星系统的研究,不仅进行了可行性论证,而且专为小卫星研制了第四代用户应答机和需分多址技术。为了满足未来数量日益增多的小卫星的需要,还提出了扩展TDRSS系统方案。     

小卫星地面部分的设计

小卫星有其特殊的任务特性：低成本、一台主要仪器、航天器自主、任务收益最佳等…，为适应这些特性，设计其地面部分必须采用新的设计原则。本文阐述了这种地面部分的关键成本因素、主要设计特性以及满足用户要求的各种设计方案的比较。     

基于虚拟企业的小卫星研发模式

小卫星的研发具有与传统卫星研发不同的模式。从虚拟企业这一全新的组织模式出发,分析了小卫星研发过程中虚拟企业的组织过程;在此基础上,对小卫星研发过程中虚拟企业的组建过程进行设计,并对直接关系到虚拟企业研发模式成败的关键问题——合作伙伴选择进行了深入研究。     

交会对接任务轨道控制规划设计与实施

针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题。设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化。设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合。交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务。     

卫星轨道误差的相关性

卫星的轨道误差是卫星测控中需加以约定的重要指标之一,其常用的表示方法主要有Kepler轨道根数形式和RTN投影形式。本文推导了RTN形式的卫星位置、速度误差与Kepler根数误差间的关系,给出了近圆轨道中RTN形式位置、速度误差间的定量关系,分析了RTN形式位置误差约束下Kepler根数误差的相关性,并分别给出了验证算例。该结果可用于分析确定卫星轨道误差指标,使其彼此匹配。     

单颗导航卫星的轨道确定

讨论在导航星座只有一颗卫星时,不依赖于时间同步系统的卫星定轨策略和精度分析。采用历元间差分算法,在消除钟差的主项（低频）误差后,将伪距和相位数据转化为等价的积分Doppler数据,并对其建立测量模型。仿真分析表明,此时不需要知道钟差参数而定轨算法收敛。为进一步验证此定轨方案的可行性及其定轨精度,利用实测的GPS数据进行轨道确定计算,计算结果表明,采用历元间差分算法,利用国内观测台站3天弧段的观测资料对单颗GPS卫星进行定轨,其径向精度优于10m,利用其对国内定位用户的用户距离误差URE可达13．8m。     

导航卫星的短弧运动学定轨

导航卫星在姿轨控和轨道恢复期间,由于观测数据有限,传统的统计定轨理论难以实现导航卫星精密定轨。本文尝试采用一种不依赖轨道动力学的、新的运动学定轨方法来处理短弧和复杂动力学过程中的定轨,提出了基于多项式拟合的短弧运动学定轨算法,并提出2种不同的实现方案。该算法充分利用了高采样率的测轨数据,减少了结果的噪声,其优点在于不需要长时间累积测轨数据,可以实现近实时快速计算,克服了动力学法定轨发散和单点定位无法获得卫星速度信息等不足。对COMPASS M-01导航卫星实测数据的处理表明,10min左右短弧运动学定轨的位置精度可以优于10m,速度精度优于4cm/s,满足了短弧跟踪条件下RDSS对卫星轨道精度的要求,实现了短弧跟踪条件下卫星精密定轨,但从轨道预报精度来看,该方法仅仅适用于短期预报。     

小卫星星座自主定轨的论证与仿真

在建立星座自主定轨条件方程的基础上,对其求解的可行性进行了分析、论证和仿真计算。结果表明：在仅考虑一阶摄动理论的情况下,升交点赤经总是秩亏的,即使考虑更精密的摄动模型,其条件方程也近似病态。其它根数在很多情况下也有相关性。因此,为了最大限度地满足自主定轨的要求,在星座结构设计时应尽量考虑不同类型轨道的卫星。     

卫星定轨综述

对卫星定轨中的热点问题作一综述,内容包括短弧定轨和长弧精密定轨。对于短弧定轨(通常指初轨),不仅从原理上分析其关键之处,还介绍如何将适用于无摄运动的特殊定轨方法推广用于同时考虑各种摄动的受摄运动,并可同时适用于圆锥曲线的各种情况：变化的椭圆轨道、抛物线轨道和双曲线轨道,后者在深空探测器的运动过程中将会遇到。对于长弧精密定轨,阐述当今提高精密定轨精度的力模型补偿问题以及几何定轨的提法,天地基网联合定轨和星-星相对测量的自主定轨问题。     

基于伪距信息的COMPASS-MEO导航卫星单星定轨分析

COMPASS-MEO导航卫星的伪距观测量包含星站距离、接收机钟差和卫星钟差以及各种噪声。本文首先分析了接收机钟差和卫星钟差在一定间隔内主要表现为线性变化的特性,可以考虑将接收机和卫星钟差作为测距的偏差和偏差变化率和轨道一起进行求解。其次,利用实测的MEO导航单星伪距数据,进行了数据预处理和定轨试验,分别对站间无时间同步信息和有时间同步信息两种情况进行定轨、残差分析和参数解算。使用重叠弧段、轨道预报和激光观测数据验证定轨结果的精度。结果表明,两种情况下的定轨结果无明显差别。该定轨方法可以运用于MEO导航单星精密轨道的计算。     

大气密度模型用于近地卫星定轨预报的比较

大气阻力是低轨卫星主要的摄动力,与高层大气密度的变化密切相关。由于目前对高层大气密度变化的机制尚未完全掌握,所使用的各种大气密度模型多属于半经验公式。在这些模型中并没有一种在任何情况下都是最好的,因此,对于特定轨道选择合适的大气密度模型对提高定轨预报的精度是非常重要的。通过对资源2号卫星实测GPS数据的分析计算,比较了常用的8种大气密度模型的定轨预报精度,探讨了预报24h应采用的定轨数据长度和大气密度模型。     

脉冲测量雷达卫星标定方法研究

对脉冲测量雷达卫星标定方法的原理和工程应用等问题进行了研究,提出了标定模型和方法,分析了雷达跟踪能力和卫星定轨保障等工程应用问题,并对标定效果进行了仿真验证。     

月球卫星精密定轨

随着空间应用需求的日益增大,深空探测已成为现实,而月球显然是人类走向深空的首选目标。发射月球探测器通常分3个阶段,其运动状态分别对应3种不同类型的轨道:近地停泊轨道、地月转移轨道和绕月轨道。月球是1个慢自转天体且无大气,就轨道解而言这些因素导致环月卫星的运动与地球卫星有所差别。本文针对月球探测任务的特点,从月球与地球的差别入手,在仔细分析月球卫星的受力状况前提下,着重阐述月球探测器在环月段精密定轨的方法原理和具体实现过程。     

关于探测器定点在共线平动点附近的控制问题

对探测器定点在共线平动点附近的轨道控制提出了一种小推力方案,针对日-地（月）系的具体背景给出了数值模拟结果,并对其进行了相应的分析.