两种静止轨道多星共位位置保持策略比较

分析了采用倾角、偏心率隔离方法进行静止轨道多星共位运行的同步保持策略和非同步保持策略,分别给出了其倾角和偏心率矢量控制范围的设置.三星共位仿真结果表明:两种位置保持策略均能实现三星共住运行.从长远角度看,两种位置保持策略所需速度增量基本相同;同步保持策略的南北保持周期较长,卫星控制频度低,在相同的保持范围内可共位的卫星更多;非同步保持策略更适于共位卫星数量较少且所属不同控制中心的状况.     

静止轨道共位卫星东西位置保持优化控制

基于共位卫星的倾角、偏心率隔离方法,以及东西位置保持策略,在满足共位任务和减少测控工作量的前提下,对东西位置保持中的平经度和偏心率保持策略,以及使所消耗的能量最小的保持参数优化进行了研究,提出了共位卫星东西位置保持优化方法。     

基于切平面内隔离的静止轨道共位卫星轨道保持策略

对切平面内倾角、偏心率隔离的静止轨道共位卫星保持策略进行了研究,给出了进行周期性轨道保持同时调整卫星轨道参数以满足下一周期的隔离运行的最佳方法,其中南北向采用单一的法向控制,东西向采用偏心率矢量、漂移率和平经度调整.研究表明:若能将共位卫星的半长轴差控制在一定范围内,可用该法以较大隔离距离实现多星共位运行,且卫星间无遮挡,但对轨道测定和控制精度要求严格.     

地球静止轨道共位控制策略研究

双星或多星共位是解决地球静止卫星轨位紧张的主要手段,共位控制策略是保证共位卫星安全的必然需求.综述了地球静止轨道共位控制策略的设计方法和数学原理;通过建立共位卫星最小接近距离与轨道偏置量的约束方程,给出经度隔离漂移环分配算法,绕飞隔离偏心率偏置控制算法,和外切隔离圆四星共位偏心率相对偏置算法,基于隔离带的倾角矢量四象限偏置算法;分析和比较了不同控制策略的适用条件、代价和控制精度;以实际测量的相对距离变化,分析了共位控制策略的有效性和安全性.     

一种有摄初轨计算的单位矢量法

根据单位矢量法测轨原理，在人造卫星轨计算的单位矢量法（ＵＶＭ１）的基础上，给出了利用人造地球卫星观测资料测定有摄初轨的一种方法（ＰＵＶＭ１。本方法既适用于测角资料，也适用于测距资料和测速资料，以及这些没类型资料的和种组合；适用于任意偏心率，任意轨道倾角的人造地球卫生；有利于提高初轨测定精度，并改善整个计算过程的收敛性     

基于迭代修正方法的严格回归轨道设计

通过分析太阳同步回归轨道的轨道根数和星下点经度/纬度的关系,推导了一组轨道根数的修正公式。基于高精度轨道动力学模型和升交点位置确定方法,构造了关于轨道半长轴和轨道倾角的迭代修正方法。针对偏心率矢量的动力学系统所具有的极限环特性,构造了平均法求其解析近似,从而实现冻结轨道特性对偏心率和近地点幅角的迭代修正。结合迭代修正,得到一组严格回归的轨道根数。该轨道能够重访空间目标点,具有较高的回归精度。     

多星共位卫星初轨选择和轨道控制方案设想

多星共位,是指在一个地球同步轨道定点位置上放置多颗卫星。本文主要对参考文献(1)提出的双星等偏心率、等倾角,并且共位两星升交点赤经差为180°,近地点幅角相等的一种共位方式进行讨论。在满足共位限制条件下,确定共位双星初始轨道参数,最后给出一个简单、可行的双星共位轨道控制方案。     

带倾角合成射流激励器对低速主流矢量控制研究

基于全流场计算模型——X-L,对带倾角合成射流激励器控制宏观低速主流流动进行了数值分率的情况下,可使主流流动方向发生大幅度析和机理研究。结果显示,激励器出口倾角对主流矢量角控制影响很大,在不增加输入功偏转。在激励器存在出口倾角情况下,各状态参数和激励器布置位置对主流矢量影响按规律变化且存在最佳值。压强梯度的存在和旋涡的卷吸作用是合成射流激励器控制宏观低速流流动方向的主要因素。     

未知纬度下基于四元数解算的SINS对准方法

针对未知纬度下SINS对准问题,提出了一种基于旋转四元数地轴矢量解算的对准方法。该方法以惯性系下重力矢量连续观测为基础,构建以地轴矢量为旋转轴的旋转矢量序列,利用QUEST算法求解旋转四元数实现对地轴矢量的优化解算,并根据空间关系建立导航系轴向矢量的惯性系投影,最后利用陀螺跟踪载体系相对惯性系的变化,确定载体系相对导航系的姿态关系。仿真实验表明基于四元数解算的对准方法相对于传统的两步对准方法及几何解析对准方法,在对准精度与算法稳定性上都表现出较强的优越性,工程适用性较强。     

基于天象匹配的地心矢量确定方法

天象匹配是一种完全自主,且能提供姿态和位置信息的导航技术,其中,地心矢量的确定是天象匹配技术的关键。本文在地球模型为理想圆球的假设前提下,给出了两种基于天象匹配的地心矢量确定方法,一种是辅助单位球法,一种是椭圆模型直接法。最后,分别将两种地心矢量的确定方法应用于某高轨运载器中进行数学仿真,结果表明,两种方法均能满足系统的精度要求。     

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。     

SST-LL重力测量卫星轨道分析

论述了SST-LL重力测量卫星科学任务对轨道寿命、地面覆盖性能、轨道高度单圈波动、星间距离变化范围的需求。根据需求,计算了轨道的自然衰减情况,得出轨道初始高度为500km;综合考虑地面覆盖要求及运载火箭能力,得出了最佳轨道倾角为89°;得出了0.002 0偏心率下轨道高度波动范围不超过50km;分析得出星间距离的长周期变化主要受大气阻力影响,初步确定了轨道控制方案,即定期对受大气阻力较大的卫星进行轨道机动。     

分离模块异构航天器集群松散队形设计

针对近地轨道分离模块航天器集群,考虑航天器之间面质比差异,提出一种能在较长时间内维持两星之间相对距离的松散队形设计方法。该方法以相对偏心率向量和相对轨道倾角向量描述松散队形,以两颗卫星之间的轨道长半轴之差和相对相位角之差为优化变量,并且通过设置虚拟空间圆解决避碰问题,保证在考虑气动力摄动的情况下,异构航天器松散编队能够有较长时间满足距离要求。仿真研究表明,针对轨道高度为500 km的参考轨道,当两星面质比分别为0.003 m 2/kg和0.0032 m 2/kg时,两颗卫星之间的距离能够在50天内处于200 m到20 km之间。     

分布式InSAR卫星绕飞角设计与控制方法研究

针对分布式卫星绕飞轨道构型设计与控制问题,提出了基于Hill方程的绕飞构型设计算法,给出了绕飞角与升交点赤经偏差和轨道倾角偏差的关系,并分析了绕飞角的稳定性;根据分布式InSAR卫星绕飞构型特点提出了基于开普勒轨道实现特定绕飞角和绕飞半长轴的双层迭代轨道控制算法。仿真结果表明,上述方法设计的绕飞构型稳定,捕获控制策略简单可行、控制精度高,具有一定的工程参考价值。     

火星卫星的冻结轨道研究

冻结轨道是一种稳定的轨道,地球、火星、月球的卫星因引力场的南北不对称,都存在冻结轨道.由于主星体引力场的不同,它们卫星的冻结轨道也有不同的特性.地球卫星的冻结执道的偏心率非常小,对卫星遥感非常有利,国内外已有相当多的近地遥感卫星采用这种轨道.月球卫星的冻结轨道偏心率随轨道倾角的不同有很大的变化,对月球卫星冻结轨道的研究...     

同步卫星E/W轨道控制盒划分策略

对于当代同步轨道通信卫星来说,星载设备寿命一般都高于星载燃料使用寿命,因此卫星设计寿命都是以星载燃料消耗殆尽为依据的。卫星轨道保持不仅是卫星测控任务的重要工作之一,同时也是星载燃料消耗的主要途径。文中从卫星平经度漂移量、测站定轨精度、星载推进器推力误差、卫星南北机动对东西方向耦合等多方面探讨同步轨道通信卫星E/W轨道保持策略,介绍一种细化轨道控制区间、估算偏心率控制圆半径范围的方法。     

风云四号卫星双程测距系统精密轨道确定

针对我国新一代静止轨道卫星风云四号高精度轨道计算需求,地面跟踪系统设计了多台站双频双程测距模式。详细给出了信号传播介质改正中的电离层与对流层处理方法,并给出了风云四号卫星动力学轨道确定策略。在非变轨期间,采用动力学定轨方法。轨道确定残差分析,测量噪声均方根优于0.5 m。通过轨道重叠分析,非变轨期间精度优于20 m。动量轮卸载期间,采用估计经验力的方法,其定轨残差优于1 m。对多弧段数据处理表明文中方法满足同步卫星双程测距模式下的高精度轨道跟踪问题。     

静止轨道卫星远程交会策略设计

针对静止轨道卫星在轨服务任务,提出一种4脉冲远程快速交会规划方法,可在5圈内完成远程交会。调相策略设计中,通过对基于近圆偏差方程的变轨规划策略进行改进,设计得到了3脉冲调相方案。首先,固定第1和第2调相脉冲执行位置,对3个调相脉冲的速度增量及第3调相脉冲的执行位置进行设计优化;再固定第1调相脉冲,对第2和第3调相脉冲的速度增量和执行位置进行再次优化。轨道面调整设计中,通过求解轨道面节线位置,采用单一法向脉冲进行轨道面修正。数学仿真校验了所提出方法的有效性。     

FY-2气象卫星在轨管理工程测控关键技术(上)

介绍了风云二号(FY—2)地球静止轨道自旋气象卫星工程测控的关键技术。分析了位置保持、姿态确定、星蚀和日凌的原理，给出了位置保持、姿态控制策略和地影、月影、日凌预报算法。并提出了一种检验定姿结果正确性的方法，提供了相应的工程计算参数。这些策略都已成功地用于FY—2卫星的在轨管理工程测控。