基于不变流形的夸父卫星A轨道设计

介绍了夸父卫星A的轨道特点,分析了圆型限制性三体问题.采用基于不变流形的两脉冲转移方法为夸父卫星A设计出了转移轨道,并比较晕轨道近地点和远地点入轨的两种情况.仿真表明,晕轨道远地点入轨可以大大节省晕轨道入轨代价.     

考虑地球扁率效应的两圆轨道之间的双共切最优转移

两圆轨道之间的双共切转移轨道是其近地点和远地点分别在这两个圆轨道上的椭圆轨道。本文用两次冲量法给出了沿双共切椭圆轨道实现从一圆轨道向另一圆轨道转移的最优方案，并考虑到地球扁率造成的轨道摄动。文中的所谓圆轨道指的是变轨时刻的密切轨道为圆形的轨道，是对近圆轨道的近似替找。     

发射极月卫星的转移轨道研究

极月轨道是轨道面垂直于月球赤道面的月球卫星轨道,这是新一轮的月球探测活动常用的轨道。本文对发射极月卫星的转移轨道进行了全局性的研究。转移轨道的近地点高度、近月点高度及从近地点到近月点的飞行转移时间都是预先选定的。本文采用全局迭代法找出所有满足条件的转移轨道,并对其特性进行了分析。迭代过程中所需的全局状态转移矩阵是基于矩阵微分方程和飞行器运动的微分方程一起用数值积分法求得的。     

全电推进GEO卫星的变轨策略研究

针对采用全电推进平台的GEO卫星的轨道转移问题,在给定电推进轨道控制模型的基础上,开展卫星由GTO向GEO的变轨策略研究。首先,在轨道远地点高度不变的基础上,给出了给定控制解析解的变轨策略,并给出了该种策略轨道控制律的解析解。其次,文章基于李雅普诺夫优化原理给出了优化的变轨策略,并结合仿真算例计算了该种策略控制律的数值解。在电推进优化转移策略研究的基础上,还分析了全电推进平台卫星在不同推力下的变轨时间需求。文章的变轨策略可为电推进系统在航天领域的应用提供参考。     

中国成功发射尼日利亚通信卫星1R

北京时间2011年12月20日0时41分,中国在西昌卫星发射中心用长征三号乙运载火箭,将尼日利亚通信卫星1R（简称“尼星”1R）成功送入太空预定轨道。 火箭点火起飞约26分钟后,西安卫星测控中心传来的数据表明,星箭分离,卫星成功进入近地点约203千米、远地点约42007千米、轨道倾角约24.8度的地球同步转移轨道。     

微小卫星的气动力辅助变轨优化设计

采用伪谱法对微小卫星气动力辅助变轨问题进行研究,在考虑热流限制、控制约束的条件下进行优化设计,得到微小卫星气动力辅助变轨的最优控制解。在此基础上,通过改变转移轨道的近地点高度,得到卫星的另一组飞行轨迹。比较这2组飞行轨迹,分析了转移轨道近地点高度对气动力辅助变轨的影响:近地点高度越高,依靠气动力辅助所能改变的轨道倾角越小,但是可以减小飞行过程中的最大过载、最大动压和最大驻点热流,因此在微小卫星的总体设计中应该综合考虑任务需求来确定转移轨道近地点的高度。     

同步卫星近地点增速入轨的新方法

同步卫星的传统入轨方法,都是先用运载火箭把卫星送入同步转移轨道,然后在转移轨道远地点上点燃远地点发动机,以消除轨道倾角,并把卫星推进到同步轨道。运载火箭产生的入轨误差,则通过适当地选择远地点发动机的点火姿态,以及借助星上喷气系统的推进作     

“长征”三号B运载火箭成功发射“嫦娥”四号探测器

正2018年12月8日凌晨,人类航天器首次月球背面"登陆"之旅开启。2时23分,中国"长征"三号B运载火箭在西昌卫星发射中心点火升空,成功将"嫦娥"四号探测器送上太空。随后,器箭成功分离,"嫦娥"四号成功进入近地点约200km、远地点约4.2×105km的地月转移轨道。     

多冲量轨道交会问题算法研究

针对平面内轨道交会问题给出了一种多冲量轨道控制算法,其融合了半长轴、偏心率、近地点幅角联合控制方法和轨道相位捕获控制方法。首先建立了等点火时长计算模型和理论起控时刻计算模型,在此基础上设计了控制序列自动调整算法。基于该算法,在给定测控条件、单次控制最大点火时长等约束条件下,可快速求解实现与目标航天器轨道交会的多冲量控制策略。最后,通过轨道交会问题算例,验证了算法的有效性。该方法可应用于轨迹捕获、航天器组网控制、航天器交会远程导引等航天场景。     

中低轨道卫星控制方法

针对中低轨道卫星，对平面内卫星半长轴α、偏心率e和近地点幅角w联合调整，以及平面外轨道倾角调整等进行了理论推导.用α，e，w联合修正法对初始轨道捕获、轨道保持和轨道倾角调整进行的仿真实验结果表明，用α，e，w同时修正可实现高精度的平面内轨道调整。另外，平面外倾角调整应尽可能在近地点和远地点完成，以使对升交点赤经的影响最小。     

FY-2C星发射轨道计算与分析

根据卫星发射窗口的一般性和风云二号(FY-2)C气象卫星特定限制条件,计算了2004年10月19日符合要求的发射窗口.在比较上午和晚上发射窗口的基础上,确定C星选择上午发射窗口.给出了影响卫星定点捕获所需速度增量的入轨轨道参数和点火姿态等因素,并仿真计算了轨道半长轴、近地点高度、倾角和近地点幅角与速度增量的关系.分析结果表明,卫星发射窗口的确定与星、地、日间的位置密切相关.入轨偏差越小,定点捕获所需肼燃料消耗也越少.     

太空新航线

“先进极高频”卫星推迟变轨 8月14日美国首颗“先进极高频”保密通信卫星由宇宙神5火箭发射升空,成功进入近地点230千米、远地点5万千米的椭圆形超同步转移轨道。按原定方案,卫星随后要花30天时间利用其肼燃料液体远地点发动机把近地点抬高到1．9万千米,再花90天时间利用氙离子电推力器完成轨道圆化。8月15日地控部门启动了提轨程序,但肼发动机却因探测到异常而自动关机。     

椭圆轨道卫星对地全球覆盖电推进控制

针对椭圆轨道卫星近/远地点的星下点对全球或特定纬度区域的访问问题,提出一种连续小推力下的对地覆盖控制策略。首先,推导了自然摄动对卫星拱线变化的影响,并探讨了进行小推力覆盖控制的必要性。然后,针对燃料消耗的优化问题,将控制方程展开成含傅里叶级数的形式,用以获得便于星上计算的解析形式的次优解,同时探讨了截取阶数与优化程度的关系。在进行拱线控制的同时,通过合理设置约束,对椭圆轨道的近地点高度进行保护,确保卫星安全运行。仿真结果表明,提出的方法能够以适当的燃料消耗代价实现椭圆轨道的近/远地点的全球覆盖控制或特定纬度区域的反复推扫,且控制力在可接受的范围内。     

阿里安-5火箭发射两颗通信卫星ComSatBw-1和Amazonas-2

2009年10月1日,欧洲阿里安-5火箭携带两颗通信卫星ComSatBw—1和Amazonas-2（N马逊-2）,从法属圭亚那库鲁航天发射中心发射升空,将卫星送入地球同步转移轨道。目标轨道为近地点250km,远地点35786km,轨道倾角3°。发射后,卫星陆续进入转移轨道。最终两颗卫星进入地球静止轨道。     

一种计算三体问题周期轨道的新方法

针对三体问题周期轨道计算方法存在计算量大、改变雅可比能量和局限于计算特定周期轨道等不足,本文提出了一种计算周期轨道的新方法。首先建立了一种初始点和投影点关系的改进型庞加莱截面图,能够更直观地反映随着初始点改变周期轨道的演变和分叉;其次基于改进的庞加莱截面图,通过初始点与投影点的对应关系筛选出可能存在周期轨道的候选区间;然后在该候选区间内利用状态转移矩阵给出距离周期轨道初始点真实解非常接近的初始猜想;最后采用打靶法求解能够快速得到周期轨道的数值解。本文方法不需要改变三体系统的雅可比能量,迭代次数少,能够快速计算得到大范围、具有x轴对称性的周期轨道。以地月圆形限制性三体问题为例进行仿真,验证了该方法的快速性和有效性。     

GEO卫星弃置轨道稳定性分析及离轨策略优化

运用解析和数值计算两种方法,分析了各种摄动源对地球静止轨道(GEO)卫星弃置轨道近地点高度变化的影响,得到了近地点高度的变化规律。利用二阶日月引力摄动可造成GEO卫星弃置轨道近地点升高的特点,提出新的卫星离轨策略,在不满足机构间空间碎片协调委员会(IADC)"空间碎片减缓指南"中,GEO卫星弃置轨道偏心率小于0.003要求的情况下,还可以保证卫星不再进入GEO保护区域。     

我国成功发射巴基斯坦-1R通信卫星

据新华网2011年8月12日报道,我国在西昌卫星发射中心用长征-3B运载火箭,将巴基斯坦-1R（Paksat-1R）通信卫星成功送入预定轨道。西安卫星测控中心传来的数据表明,星箭分离正常,卫星准确进入近地点204km、远地点41 985km、倾角24.8°的地球同步转移轨道。     

三轴稳定通信卫星在地球搜索模式下的陀螺标定

本文介绍三轴稳定通信卫星在转移轨道远地点点火前，在地球搜索模式下的陀螺标定方法和计算公式。此种陀螺标定需进行两次姿态机动，利用太阳敏感器和速率积分陀螺遥测数据标定陀螺的常值漂移。     

中星22号A通信卫星发射成功

本刊讯北京时间9月13日0时2分,我国自行研制的中星22号A通信卫星,在西昌卫星发射中心由长征三号甲运载火箭发射升空,卫星准确进入预定轨道。火箭升空25分钟后,西安卫星测控中心传来的数据表明,卫星已顺利进入近地点207公里,远地点42000公里的预定地球同步转移轨道,发射取得圆满     

线性时变系统的状态转移矩阵——线性变参数常微分方程组的通解表达式

迄今为止,变参数常微分方程组未得到解析形式的解;所以在自控系统的研究中,系统状态方程的解及转移矩阵的求得,一般均需用数值计算法。用数值法解常微分方程计算量很大,工作繁复,从而限制了各种理论结果的大量应用。本文用共轭法给出了一种线性时变系统状态转移矩阵的幂级数表达式。实践证明,此组表达式能给自控系统的研制带来很大方便,是一种有力的研究手段。