一九九三年发射的卫星轨道参数

一九九三年发射的卫星轨道参数本文用表格形式列出了世界各国在１９９３年内发射的卫星的轨道参数，主要包括：卫星名称、发射日期、运载火箭的名称，卫星运行轨道近地点与远地点的高度、轨道倾角及周期的参数。表中所列参数均引自《空间飞行》月刊１９９３年４月～１９９...     

基于轨道摄动解的卫星编队飞行

用完全不同的方法推导出一种两颗卫星相对运动的表达式.首先,它描述的是一颗真实的卫星相对一颗在理想轨道上运动的虚拟卫星的运动,而这正是研究编队飞行所必须的;其次,这个表达式将真实卫星相对虚拟卫星的三维位置表示成虚拟卫星的Brouwer平根数及两卫星轨道根数之差的函数.据此便可以充分应用已有的关于轨道摄动的研究成果.作为一个基本模型,首先讨论了一颗真实卫星相对虚拟卫星形成椭圆型地面轨迹的飞行方式.基于轨道长期摄动的已有结果可以很容易地揭示这种飞行方式的长期变化,从而可以毫无困难地制定出轨道调整的策略.最后还研究了三颗卫星以同一条椭圆轨迹飞行的轨道设计和控制问题,该椭圆以虚拟卫星为中心.     

卫星轨道摄动频谱分析

本文基于Ｌｉｅ级数的方法对卫星轨道摄动进行了频谱分析。这种摄动是由地球引力场的所有带谱调和项和田谐调和项引起的。为了适用小偏心率轨道，采用了Ｈｉｌｌ变量来描述卫星轨道，并在所获得的谱分析式中保留了所有与偏心率ｅ无关的项。在这个基础上又经过简单的变换给出了卫星位置摄动三分量的谱分析式。     

共置卫星轨道及星间距确定

共置卫星的遥测遥控，离不开对其每一卫星的轨道及星间距的确定。本文通过地面站顺序测量确定和交替测量确定两种方法来完成三颗共置卫星的轨道参数及星间距的确定。     

双层卫星网络中MEO与LEO卫星连接度分析

分析了在星座结构参数确定的条件下，中轨道／低轨道(MEO／LEO)双层卫星网络弱连接模型中层间连接度参数的选取。给出了连接度的理论分析和仿真结果，证明了在MEO／LEO双层卫星网络中，MEO卫星不应与其视距范围内的所有LEO卫星建立星间链路连接，而须根据MEO和LEO卫星间仰角等参数作出合理选择。     

利用升交点经度进行轨道设计的方法

以升交点经度的范围来描述所有能覆盖到目标的轨道。利用球面三角方法详细讨论了在考虑地球形状Ｊ２项的摄动影响时，各种情况下能覆盖目标点的轨道的升交点经度范围，并将其推广到对区域目标的覆盖，给出了完整的解析表达式。结合实例给出了利用该表达式进行有连续覆盖、覆盖次数及过顶时间要求时的轨道设计方法。该方法的优点是无需进行轨道读物计算，仅用解析表达式即可快速地设计出满足覆盖要求的轨道。     

基于卫星轨道软件平台的自主导航计算方法

为增强卫星的自主生存能力，研究了基于卫星轨道软件平台的自主导航计算方法。由星载导航部件获取导航参数，应用数值或解析法进行自主导航计算，以实时获得精确的轨道参数。理论分析和仿真结果表明，读方法正确可行，具有较高的工程应用价值。     

卫星编队连续推力控制的燃料平衡方法

在卫星编队飞行中,编队重构等机动过程会导致整个编队卫星之间燃料消耗不均匀,甚至出现某一成员卫星燃料消耗完,而导致整个编队构型提前结束乃至任务失败。针对该问题,文章提出了在卫星编队轨道重构过程中可采用的一种燃料平衡方法,即基于连续推力控制,以燃料最优为控制目标,通过建立燃料消耗函数,推导了不同相位角及重构半径时的最优控制加速度,通过减小各从星之间的燃料消耗函数的差异,使得不同成员卫星燃料消耗差别最小。编队卫星燃料平衡程度取决于初始相位角,文章给出了最佳初始相位角的表达式。最后,对以一主二从的三星编队在从星轨道重构中的从星燃料平衡问题进行了仿真,分别验证了卫星编队连续推力控制方法和编队卫星燃料平衡方法的正确性和有效性。     

伴随卫星接近绕飞的轨道控制方法研究

针对伴随卫星以共面方式接近目标星飞行、并最终实现共面绕飞这一 问题进行了研究。提出了通过轨道调相控制实现轨道接近,并且兼顾实现绕飞轨道构型参数 的方法。仿真实例表明,提出的接近绕飞轨道控制方法成功地实现了伴随卫星相对目标星的 接近和绕飞,很好地达到了绕飞轨道构型的参数指标要求。
     

一种高精度的卫星星历模型

针对近圆的近地卫星轨道,提供了一种高精度的计算卫星星历的数学模型。该模型利用10个固定参数来拟合轨道的长期和长周期变化部分,短周期变化部分利用已有的理论结果。充分利用近圆轨道的特点将田谐项引起的短周期变化部分进行同频合并后,最终的分析表达式相当简单。该模型还有相当大的灵活性,可以根据不同的精度要求进行相应的选择,其最大误差可控制在50m以下。     

嫦娥二号卫星轨道设计

嫦娥二号卫星的轨道设计是在充分继承嫦娥一号轨道设计的理论和方法的基础上进行的,并在此基础上做了适应性改进。轨道设计的主要内容包括参数选择、发射窗口、速度增量需求以及嫦娥二号卫星和嫦娥一号卫星不同点的对比,提出了整个飞行轨道的设计思想。     

中轨道导航卫星废弃轨道优化设计

为了减缓中轨道区域空间目标的增长,确保导航卫星在轨安全运行,本文以北斗二号卫星为研究对象,确定卫星废弃轨道选取带范围,以偏心率增量最小和推进剂消耗最小为优化目标,采用遗传算法分别对抬升轨道和下推轨道进行优化,得到最优的坟墓轨道初始参数。发现最优废弃轨道在200年内的稳定性满足要求;同时,抬升处置的最优轨道偏心率的变化量略大于下推处置,但抬升处置的安全距离更大。     

资源一号卫星轨道：理论与实践

我国第一颗地球资源卫星资源一号于1999年10月14首次发射成功。卫星采用太阳同步、回归、冻结轨道,对于近地轨道的对地观测卫星这是一种最佳的轨道,且具有高度的稳定性。详细地叙述了分析和设计这种轨道所涉及到的主要理论问题,给出了相应的在工程中十分有用的数学模型;还详细介绍了卫星入轨后所进行的飞行控制的具体实践,提供了有价值的结果。     

利用大气阻力对卫星星座的控制

大气阻力对卫星轨道的影响通常被看作是一种扰动因素,是人们所不期望并需要加以克服的,对于近地轨道的长寿命应用卫星尤其如此。近来,随着小卫星星座的各种应用系统的研究和发展,人们已经发现可以将这种影响变害为利,将其用来实现对卫星星座的控制。本文用分析方法讨论了这个问题,首先对单颗卫星的轨道在大气阻力影响下的变化特性进行了较详细的分析,给出了相应的关系式,然后将这些基本的关系式用于两星的场合,设计了控制策略并导出了基于这种策略的一个非常有用的公式,它给出了实现所需控制的时间间隔与两星的分离量、卫星轨道高度、大气密度、卫星面积质量比的关系,根据这个关系可以定量地分析出采用这种控制方法所能达到的效果以及所需的条件。本文通过一个具体的卫星实倒来说明方法的应用。     

返回式卫星轨道设计

返回式卫星轨道设计方法,是在我国发射并回收成功16颗卫星的基础上总结出来的,并参考了已经制定的各类有关轨道设计标准,包含了有轨道控制和无轨道控制返回式卫星轨道设计方法。对涉及的各项工作,都作了较为详尽的叙述,包括轨道设计任务、设计依据、轨道参数的选择、摄动因素的考虑、轨道控制策略的制定、设计程序和设计方法以及发射窗口的设计计算方法。     

小推力轨道保持方法

对小推力轨道保持方法进行了研究。用快、慢变量控制器分别控制轨道要素的快慢变量,基于推导的经典轨道要素与2个推力方向角和最佳变轨位置的关系,给出了最优推力方向角的解析表达式。用Lyapunov反馈控制实现卫星轨道机动的轨道转移,并引入相位调整,实现了卫星的站位保持。仿真结果表明:基于Lyapunov的反馈控制可实现小推力轨道的转移和保持。     

卫星星座整网轨道确定分析与仿真

编队飞行的卫星或卫星星座对轨道确定自主性和精度提出了较高要求。针对这个问题,通过建立星座的轨道动力学模型和星间观测的测量模型,将星座中的星间观测数据和地面观测数据融合起来,将待估的卫星轨道参数和部分动力学参数进行适当的分类,研究卫星星座整网轨道确定的新方法,并在理论上分析了整网定轨方法能提高定轨精度的原因;最后采用自主开发的卫星星座整网轨道确定软件进行了仿真计算。计算表明,该方法能有效地减少对地面站的依赖,并较大幅度提高定轨时卫星绝对位置和相对位置精度。
     

低轨道卫星移动通信系统简介

卫星通信,在地球静止轨道卫星系统占据统治地位30年之后,即将进入低轨道卫星星座通信的时代。低轨道卫星移动通信系统的出现,可以说是在小卫星技术、卫星发射技术、地面蜂窝通信技术和电子技术等迅速发展的基础上出现的。这种系统是迈向“四海为一村”的第一步,将成为卫星通信史上划时代的里程碑。 低轨道卫星通信系统可称之为倒置的蜂窝状系统。在传统的地面蜂窝状通信网络中,基础设备在地面,蜂窝区是固定的,移动用户在这些区域“漫游”实现通     

基于受摄轨道模型的小卫星轨道摄动分析研究

小卫星在实际运行中受到多种摄动力的作用,这会对其轨道造成不同程度的影响,因此在小卫星的轨道设计与控制中,摄动是必须考虑的重要因素。本文以500km高的小卫星太阳同步轨道为研究对象,运用轨道摄动的基本理论,估计了地球非球形引力、大气阻力、太阳光压及第三体引力的量级并进行比较;建立小卫星轨道摄动分析模型,并在此模型的基础上,利用计算机仿真技术,对小卫星轨道摄动问题展开仿真研究,验证了几种主要摄动力的量级估计的结果,分析比较了几种主要摄动力对小卫星运行轨道的影响程度及规律,本文结果对小卫星轨道设计与控制具有很好的参考价值。     

小推力地球卫星圆轨道同轨调相设计方法研究

在研究小推力地球卫星圆轨道同轨调相任务设计问题的基础上,提出了一种半解析调相参数分析方法,并据此发展了一种高效的精确设计方法.首先,根据推力方向对卫星相位角的影响规律,采用推力方向假设和轨道平均技术推导了调相轨道参数满足的函数关系,通过微分修正可快速获得调相轨道的关键参数;然后,基于摄动轨道动力学模型,通过对控制量进行离散化建立了复杂约束条件下的燃料最省调相轨道设计模型,并以初始分析结果为初值,采用序列二次规划算法进行求解;最后,以地球同步轨道调相任务为例对所提方法进行了数值验证.数值仿真结果表明:提出的初始分析方法可为调相轨道设计提供合理的初值猜测,发展的鲁棒设计方法可有效用于摄动模型复杂约束下的小推力调相轨道设计.