严格回归轨道的管道导航方法研究

分析了作为参考轨道的严格回归轨道与卫星在轨运行状态的相对运动关系,提出近地遥感卫星的管道导航方法。由于参考轨道的设计只考虑高精度的地球非球形摄动,与在轨卫星的动力学环境存在差别,这导致两者之间存在切航向漂移。基于高精度的轨道动力学模型和位置确定方法,设计了卫星与参考轨道采样点的沿航向对齐算法,从而获取了卫星相对参考轨道采样点的相位时间偏差和卫星在参考轨道编队坐标系切航向平面内的相对运动轨迹,进而引入椭圆的“最小二乘适配法”获取相对运动轨迹的特征量。所研究的管道导航方法可应用于基于GNSS测量数据的卫星自主轨迹保持。     

太阳同步(准)回归轨道卫星的轨道保持方法研究

文中使用解析方法对太阳同步 (准 )回归轨道卫星动力学特性进行了研究 ,分析了非球摄动、大气阻力摄动和太阳引力谐振等主要摄动因素对太阳同步 (准 )回归轨道卫星的影响 ,并以此为依据对太阳同步 (准 )回归轨道卫星的轨道保持方法进行了探讨。定量分析结果表明 ,该方法切实可行 ,可以为轨道设计和轨道控制研究工作提供参考。     

长周期高精度回归轨道与脉冲轨道控制策略设计

针对长周期回归轨道设计和维持问题，研究了一种基于高阶Poincaré映射的高精度引力场中回归轨道优化设计和控制的通用性半解析方法，其中摄动包含大气阻力、太阳辐射压力和日月三体引力等因素。通过对Poincaré映射进行高阶展开并表示为多项式形式，可精确近似对一个或者多个回归周期内的轨道递推，从而在赤道升交点处施加脉冲推力，实现高精度的回归轨道设计和控制。提出了分别解决严格和宽松2种回归约束下问题的方法，并应用于实际在轨TerraSAR-X、Landsat-8、IRS-P6、SPOT-7和UoSAT-12任务的回归模式。所提方法具有计算效率和精度高的优点，可用于星上自主轨道递推和轨道控制。      

miniSAR卫星精密参考轨道设计

为满足轻小型合成孔径雷达(miniSAR)卫星干涉测量任务对空间基线的要求,通过分析卫星参考轨道特性,建立了一套精密参考轨道设计算法。所建算法以miniSAR卫星成功入轨后的一组定轨数据及根据参考轨道特性解析得到的参考轨道预估值为输入,基于仅考虑中心天体非球形高阶引力摄动的轨道外推模型、Eckstein-Hechler平根模型及嵌套式迭代修正方法,设计输出其任务周期内使用的参考轨道。数值实验表明:所建算法设计的参考轨道生成的参考轨迹在三维空间的回归精度优于0.01 m,满足实际工程应用需求。      

太阳电池阵极月轨道在轨热分析

以极月轨道上太阳电池阵作为研究对象,详细分析了该轨道上电池阵所得各外热流的确定方法.以此为基础,对太阳电池阵进行在轨温度数值模拟,得到月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布.计算结果与地球卫星的相应数据进行比较,明确了月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布特点,为月球卫星上太阳电池阵以及整个卫星的设计提供了有利的数据参考.      

利用卫星两行轨道根数反演热层密度

两行轨道根数（TLEs）是基于一般摄动理论产生的用于预报地球轨道飞行器位置和速度的一组轨道参数,通过求解大气阻力微分方程,可反演出热层大气密度. 本文选取近圆轨道CHAMP卫星和椭圆轨道Explorer8卫星,以两行轨道根数数据为基础,计算反弹道系数,并根据不同轨道特征采用两种不同反演方法对热层大气密度进行研究. 结果表明,这两种方法反演得到的大气密度与实测值均符合较好,其中CHAMP卫星的反演结果和经验模式值相对于实测值的误差分别为7.94%和13.94%,Explorer8卫星的误差分别为9.04%和14.32%. 相比模式值,利用两行轨道根数数据反演的热层大气密度更接近于实测值,说明该方法可以作为获取大量可靠大气密度数据的一种有效途径.      

微小推力下小卫星的轨道递推与推力标定

针对采用微小推力进行轨道机动的小卫星,考虑复杂摄动力的基础设计了一种高精度轨道外推和推力在轨标定算法.首先,建立了考虑地球复杂摄动力和微小推力的小卫星轨道动力学模型;然后基于动力学模型,利用变步长龙格库塔算法,设计了对微小推力小卫星进行高精度轨道外推的方法.随后通过无迹卡尔曼滤波器(UKF),设计在轨标定算法,对存在误...     

地球同步轨道光学遥感卫星高精度高稳定度控制技术

介绍了我国新一代地球同步轨道光学遥感卫星控制系统的组成及技术特点,给出了关键部件的技术指标.描述了高轨遥感卫星在高精高稳快速机动、适应斜切遮光罩的全自主阳光规避、地速补偿以及高定位精度设计和实现的控制策略,给出的在轨实际数据遥测曲线验证了设计和实现的正确性,为我国后续更高分辨率地球同步轨道光学遥感卫星的发展奠定了坚实基础.     

行星三体引力摄动对卫星探测器大气制动的影响

考虑行星引力在其卫星探测器大气制动过程中的显著摄动,建立了基于Milankovitch参数的平均轨道动力学模型并对土卫六探测器进行仿真。首先,将轨道参数转换为无奇异的Milankovitch参数,考虑探测卫星的大气阻力、扁率摄动以及行星引力摄动,建立了半解析轨道方程。其次,以土卫六探测器为对象,选择不同的土星初始方位角进行有大气和无大气情况下的数值仿真,并进行比较分析。结果表明,土星初始方位角的选择会引起土卫六大气制动轨道偏心率和近拱点高度在不同范围内震荡,极大地影响大气制动效果。      

基于经验加速度的低轨卫星轨道预报新方法

研究将定轨过程中的经验加速度应用于地球低轨卫星轨道预报的新方法. 利用GPS伪距观测数据和简化动力学最小二乘批处理方法对地球低轨卫星定 轨, 其中卫星位置、速度及大气阻力系数和辐射光压系数可以直接用于轨道预报. 作为简化动力学最重要特征的经验加速度呈现准周期、余弦曲线特点, 可通过 傅里叶级数拟合建模. 确定性动力学模型与补偿大气阻力模型误差的切向经验 加速度级数拟合模型组成增强型动力学模型用于提高轨道预报精度. 应用 GRACE-A星载GPS伪距观测数据和IGS超快星历定轨并进行轨道预报, 结果表明 轨道预报初值位置精度达到0.2m, 速度精度达到1×10-4m·s-1, 预报3天位置精度优于60m, 比只利用确定性动力学模型进行预报精度平 均提高2.3倍. 先定轨后预报的模式可用在星上自主精确导航系统中.      

卫星轨道服务系统的发展与应用前景

1 引言 □□根据美国国防部高级研究计划局的合同,由波音公司牵头的研制团队,正在加快研制称为"轨道快车"(Orbital Express)的自主机器人卫星轨道服务系统.2006年9月将发射验证系统,2010年部署实用操作系统,构成在轨加注燃料、维修和卫星升级等置换卫星部件能力.加注燃料能延长卫星寿命,增加发射裕度,提高卫星机动性.利用设计成轨道置换单元(ORU)的硬件包在轨置换部件,使在轨卫星能得到维修或升级.验证卫星的主要任务是验证轨道交会和接近操作、软件捕获、标准接口、机器人、流体加注器和轨道置换单元的置换器功效.经过验证和对用户需求调查,最终实用系统的服务范围将有一定规模的扩大.     

一种兼顾不同轨道姿态的卫星热控优化设计方法

分析了传统卫星的热控设计方案,提出一种能够同时满足太阳同步轨道和倾斜轨道条件的卫星热设计优化方法.基于该优化方法对某卫星在两种轨道条件下进行了热仿真分析,并对太阳同步轨道条件下的卫星进行热平衡试验和在轨验证.研究结果表明,采用该优化方法可减少倾斜轨道条件下卫星热设计的地面试验验证,缩短卫星研制周期并显著节约成本.研究结果可为卫星热控设计优化提供参考.      

近地卫星和星座离轨机动研究

空间碎片减缓的积极措施之一是要求近地卫星在使命完成以后进行离轨机动,然后依靠大气阻力作用使卫星在不到25年的时间内自行消失.对此,研究了离轨机动的代价与使命后寿命的关系,提出并解决了正问题和逆问题;介绍了计算卫星寿命的高效率方法.为近地轨道卫星的设计提供了处理离轨机动问题的实用方法.      

推力器工作对轨道的影响分析

针对已知推力器在地球静止轨道卫星上的安装信息和已知推力器的工作信息,对推力器作用力进行建模,分析计算推力器在不同工况下工作对卫星轨道的影响;统计在轨卫星推力器工作对轨道的影响效果,并与计算结果分析进行比较,说明在轨道外推模型中加入推力器作用力的修正,可以有效地改善轨道外推的精度。     

在轨地球同步卫星自主工程测控研究

地球同步卫星在轨工程测控任务通常由地面测控系统完成. 随着技术水平的发展, 如果在轨地球同步卫星能够实现自主工程测控, 将大大减轻地面测控系统负担, 提高卫星独自生存能力, 降低系统运行成本, 并将成为卫星测控技术新的发展方向. 本文提出卫星自主在轨测控方案, 研究了当前地球同步卫星在轨工程测控的主要项目及实现算法. 对其进行的可行性分析表明, 尽管受到轨道测量能力的制约, 在轨地球同步卫星仍可实现完全或地面有限参与情况下的自主工程测控. 在此基础上, 设计了一种地球同步在轨卫星完全自主工程测控的原理方案, 通过分析其技术难点及存在的风险, 提出应对措施. 研究结果表明, 基于目前卫星制造水平和成熟的在轨测控技术, 实现在轨地球同步卫星自主工程测控技术可行, 其是解决卫星数量急剧增加与地面测控能力有限这一突出矛盾的有效途径.      

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。     

平均相对运动方程及其在卫星编队构型维持中的应用

针对近地轨道卫星相对运动过程中的周期变化特性,利用轨道周期平均方法给出了平均相对运动方程,并在此基础上设计了两种编队构型维持策略.首先,推导出以轨道根数差分表示的平均相对运动方程,该方程能有效消除相对运动的周期性变化.其次,针对大气阻力摄动和J2项摄动,利用轨道平均根数的线性化递推公式,给出了平均相对运动轨迹的预报方程,通过事先预报编队飞行的平均轨迹,为编队构型设计和保持控制提供参考依据.最后通过数学仿真对两种编队构型维持策略进行了验证.     

航天器在轨角动量演化及卸载策略研究

为了减少在轨卫星的喷气卸载次数,节省推进剂,延长卫星的使用寿命,对地球静止轨道零动量卫星和V型轮偏置动量卫星的角动量管理问题进行了研究.根据卫星角动量累计演化特点,给出两类卫星的角动量管理方法,提出优化的喷气卸载策略.基于上述研究对在轨卫星非正常卸载情况进行了理论分析与仿真验证,提出解决措施.在轨试验表明,基于优化的喷气卸载策略进行卫星角动量管理,可明显减少卫星的卸载次数,验证了策略的正确性.     

基于剩余推进剂估算的卫星寿命预测方法

针对地球静止轨道卫星在轨寿命问题,提出了通过星上液体剩余推进剂计算分析卫星在轨寿命的方法,研究了工程中影响卫星在轨寿命的因素,给出了适用于工程的卫星寿命预测方法,并通过工程进行了验证.      

光压摄动对卫星姿态轨道耦合的影响分析

随着卫星对地测量精度要求的不断提高, 对卫星轨道的精度要求也随之提高. 目前Topex, Jason-1, Jason-2等一系列海洋测地卫星的轨道计算精度已经达到厘米量级, 相应对卫星动力学模型的要求也越来越精细. 以Topex海洋测地卫星为背景, 考虑卫星帆板有规律的运动, 将其几何形状简化为高精度轨道计算中比较通用的Boxing-Wing模型, 计算了Topex卫星的Boxing-Wing模型在轨运行中受到的太阳光压力及光压力矩. 考虑卫星姿态和轨道耦合的情况下, 计算了太阳光压力及光压力矩对Topex卫星轨道半长轴和卫星姿态的影响. 通过一个轨道周期的计算可知, 光压对卫星轨道半长轴的影响大约为9cm, 对卫星滚动角和俯仰角的影响在6°左右, 因此, 在高精度的轨道计算和姿态控制中这个影响是应该考虑的.