轨道要素奇异问题的改进四元数方法

运用四元数方法可以在一定范围内解决描绘飞行器轨道运动时轨道要素的奇异问题。但四元数固有的双值性使得在对运动方程进行积分时,其正负选取很困难。为了解决这一问题,采用了改进约束方程的四元数方法,并用该方法描述了拉格朗日行星摄动方程,然后研究了地球扁率摄动对地球同步卫星轨道的影响。仿真结果表明：当偏心率小于1时,四元数可以很好地解决轨道要素奇异性问题。与改进的春分点轨道要素相比,四元数的方法有着更加明确的物理意义和几何意义,用四元数表示的运动变量方程的计算更为简单,积分计算效率更高,而且其计算误差也能达到精度要求。     

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。      

一种高效的计算机轨道寿命的方法

关于在大气阻力作用下卫星生存寿命的估计，提出了一种高效的数值方法，称为微分－积分法。它的实质是以轨道要素的平均变化率为基础的微分方程，而方程的右端包含定积分，与传统方法比较验证了此新方法的正确性，并且显示了它的极高效率，在诸如空间碎片减缓这种需要非常大量的计算卫星寿命的问题中，新方法的价值得到充分体现。     

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。     

基于不同天文标准计算地球引力对卫星轨道的影响

建立了一个考虑地球非球形引力摄动的卫星轨道摄动模型并用C＋＋语言编写程序进行轨道计算,其积分器采用Runge-Kutta-Fehlberg7（8）。建模过程中,对岁差、章动等量的计算分别考虑了美国海军天文台1981年和2005年的两种天文标准。通过与STK对比,发现无论采用哪一种标准,轨道传播两天后的位置误差都不会超过分米量级,速度误差不会超过毫米每秒的量级。说明了建模和编程计算的合理性,以及采用新旧两种天文标准计算卫星轨道的差别甚小。     

“嫦娥一号”卫星的调相轨道设计

中国第一颗月球探测卫星"嫦娥一号"的飞行轨道的设计中采用了调相轨道,在"长征三号甲"运载火箭提供的超地球同步转移轨道与地月转移轨道之间增加了一段由周期为24h和48h轨道构成的环绕地球飞行的调相轨道。为了将几条不同的轨道精确地拼接起来,必须考虑地球引力场对轨道的摄动影响。克服这个难点的做法是基于经典的轨道摄动理论,先将整段调相轨道设计为考虑地球引力场J2项影响的平轨道,在与运载的发射轨道拼接时,先将运载的包括短周期摄动的瞬时轨道转换为平轨道,在与地月转移轨道拼接时将调相轨道转换成拼接点的瞬时轨道。由于采用了平轨道的处理方法使得轨道控制策略的表述十分简明并易于操作。     

基于广义相对论的轨道摄动下星间激光相位比对

针对纳米到皮米量级星间激光测距,在地心非旋转坐标系(GCRS)下,考虑卫星轨道摄动引起的广义相对论效应,建立了星间单向以及双向星间激光相位比对模型.通过仿真研究了地球主引力场范围内轨道摄动引起的广义相对论效应对星间激光相位比对误差的影响,并通过星间激光相位比对误差计算星间激光测距误差.不同轨道高度的卫星仿真结果表明,对...     

空间激光干涉引力波探测器轨道修正方法

针对空间激光干涉引力波探测器轨道修正问题,提出一种基于虚拟编队构型设计的航天器轨道修正方法。空间激光干涉引力波探测器由3颗航天器组成等边三角形构型。由于入轨误差和摄动的影响,探测器的构型不稳定。假设名义轨道上运行着一颗理想航天器,实际轨道上的真实航天器与之组成虚拟编队,探测器的3颗真实航天器分别与对应的理想航天器组成3个虚拟编队。考虑探测器构型稳定性要求和摄动的影响,对虚拟编队的构型进行设计,进而求解航天器平均轨道要素修正量。求解得到的航天器平均轨道要素修正量小于偏差量,轨道修正通过四脉冲控制实现。数值仿真结果表明,该方法通过部分轨道修正满足了探测器的构型稳定性要求,具有减少燃料消耗、延长任务寿命的潜力。      

倾角函数的一个递推公式

在分析计算地球引力场球谐调和项引起的轨道摄动时,需用到倾角函数Ftmp(i)。如果直接应用其分析表达式,则计算量非常大。文中导出一组递推公式,利用这些递推公式可以大大简化计算,极大地减少计算时间。     

日晕轨道卫星的转移轨道中途修正研究

由于平动点任务探测器对各种误差源和摄动因素的敏感性,因此必须考虑转移轨道的中途修正问题.以晕轨道近地点入轨的转移轨道为例,进行了初始发射误差的灵敏度分析,提出了三脉冲和四脉冲两种中途修正方案,并且讨论了转移轨道初始误差、导航误差、机动执行误差等误差源和地球摄动、月球摄动、太阳光压摄动等摄动因素对转移轨道修正代价和修正效果的影响.仿真得到了修正时刻和误差量与修正量之间的关系,Monte Carlo仿真结果表明给出的两种修正方案是可行的.     

月球卫星轨道设计优化

利用带谐项J2和J3对月球卫星轨道进行了优化设计．首先分析了月球卫星轨道摄动因素对轨道的影响，其次推导了对应于J2和J3项的冻结轨道计算公式，并通过对仅包含月球引力场模型的运动微分方程，直接积分计算轨道的变化进行了验证．最后，通过合理选择初始轨道的偏心率e0和近月点幅角ω0，对月球卫星极轨道进行了优化设计，给出了设计公式并进行了仿真．结果表明，这种优化设计方法是很有效的．     

两种J_2摄动模型下卫星编队相对位置误差分析

为了研究一个轨道周期内卫星和卫星编队的运动规律,在J2摄动理论基础之上,采用摄动加速度分析方法,给出了J2瞬时摄动模型。以近地太阳同步轨道卫星和双星编队为例,与只考虑J2一阶长期项的平均摄动模型比较,仿真分析结果表明,对卫星而言,一个轨道周期内,卫星半长轴相对平均半长轴漂移达到18km,偏心率相对平均偏心率漂移达到10-3量级,轨道倾角相对平均轨道倾角漂移达到0.01°,即由于J2瞬时摄动的影响,卫星运动发生了摄动;对双星编队而言,一个轨道周期内,两星相对位置的径向误差达到5km,沿迹向误差达到19km,法向误差相对较小,在10-2量级上,相对距离的误差达到了19km,随着时间的推移,误差会越来越大。     

高精度在轨实时轨道机动决策

为保证在轨机动实时性和高精度的要求,提出了一种基于机器学习的在轨实时机动决策方法。通过优化算法离线获得摄动下的精确解,减去二体解得到速度增量差,将其投影到轨道坐标系获得速度增量摄动修正项,以此作为神经网络输出,设计网络参数并训练得到摄动修正网络、组合应用摄动修正网络和二体解实现高精度的在轨实时轨道机动决策。仿真结果表明:卫星按照该决策机动完成后的终端位置偏差与按照优化算法给出的决策机动完成后终端位置偏差精度一致,且前者决策耗时仅为后者决策耗时的0.01%左右。所提轨道机动决策方法兼顾了精度与实时性,适用于星上决策。      

多冲量近圆轨道交会的快速打靶法

交会对接是空间站工程中一项非常重要的技术.对于给定的交会对接任务,设计可行的变轨策略,找出简单的计算变轨参数的算法是十分必要的.将高斯变分方程在参考轨道附近线性化得到一组线性化的轨道根数偏差方程,将该偏差方程的解作为二体模型解的初值进行轨道根数打靶,然后将所得到的二体模型的解作为摄动模型解的初始进行打靶.结果表明该迭代算法能很快收敛到摄动模型下的交会对接解.     

卫星编队飞行相对轨道动力学模型的比较及选用

基于动力学方法推导了几种编队飞行相对轨道动力学模型．分析比较了引力项线性化以及J2摄动引起的模型误差的数量级,给出了模型选取的参考准则以及适用条件,分析了不同模型的适用性．最后选取太阳同步轨道和静止轨道作为数值算例,选取合适的相对轨道动力学模型,验证模型选取准则的有效性．仿真结果表明一定范围内考虑^摄动能提高精度,而超出一定范围J2的引入只会增加复杂性,因此提出的模型选取准则对相对轨道动力学模型的选取有一定的参考价值．     

椭圆轨迹编队飞行轨道分析

国际航天界在探讨小卫星的应用过程中产生了8虚拟卫星9的新概念2这种虚拟卫星是由若干颗按一定的队形飞行的小卫星构成:这种编队飞行的卫星星群的轨道设计;轨道演变及控制是一个重要的研究课题:文章针对椭圆轨迹的编队飞行2直接利用轨道的分析理论研究了轨道的特征;轨道摄动的影响以及轨道控制方法和所需的速度增量:     

GEO卫星广播星历的拟合参数设计

基于第一类无奇点要素的拟合参数和5°倾角旋转法,可以实现GEO发播电文与MEO和IGSO的电文一致性,但是没有完全避免数学奇异性.文章从无奇点要素的选取和主要摄动力的影响分析两方面出发,提出了一套16参数的GEO星历表示法.首先,利用同步要素描述卫星的星下点运动轨迹;其次,摄动参数中顾及了地球引力位田谐项引起的定点漂移.拟合试验表明,2h星历拟合的用户距离误差的均方根优于0.01m.     

基于多项式近似的空间碎片群体轨道预报算法

快速准确地分析空间碎片群轨道演化行为对于其他在轨航天器碰撞规避至关重要。在各摄动力的作用下,空间碎片群演化运动呈现出复杂的非线性特征。空间碎片群体个体数量巨大,如果通过对空间碎片群中每个空间碎片进行轨道积分来分析群体预报的方法会导致计算量过大。针对该问题,提出一种基于多项式近似的轨道快速预报分析方法。该方法将空间碎片群分为少量的标称碎片和其他大量关联碎片。针对标称碎片的轨道预报采用数值积分求解保证预报精度;而针对其他大量的关联碎片轨道预报问题,采用多项式泰勒展开半解析方法求解,从而在保证预报精度的前提下有效减少空间碎片群轨道预报的计算量。为了验证方法的有效性,对不同空间碎片群进行了轨道预报仿真。仿真结果表明,当轨道预报精度设定在1m范围内时,多项式近似算法的计算量较蒙特卡洛方法计算效率提高了2.2~17.2倍,验证了所提出方法的有效性。     

遗传算法在星座多星接近轨道优化中的应用

以三颗非共轨的Walker星座卫星为研究对象, 对航天器无需变轨与其接近的可能性进行研究. 将Lambert方法得到的航天器轨道作为初始轨道, 利用遗传算法对初始轨道进行优化. 对初始轨道在参考时刻位置和速度的改变量进行编码,形成对应的种群. 以航天器与星座卫星之间的最近距离为适应度函数, 通过种群的繁殖得到优化结果. 结合仿真算例, 分析了最小二乘算法和遗传算法在轨道优化中的优劣以及接近过程中轨道摄动的影响. 结果表明, 遗传算法适用于所提出的轨道改进问题. 研究结果可为单航天器无需变轨对星座多星接近问题提供理论依据.      

倾斜同步轨道卫星交叉点位置演化及保持

倾斜同步轨道(IGSO)卫星交叉点位置在各种轨道摄动因素和入轨偏差的共同影响下,其交叉点位置会在赤道上发生漂移,这种漂移将导致服务区域的漂移,从而影响系统的性能,因此IGSO卫星需要进行定期的交叉点位置保持来保证服务的稳定。对IGSO卫星交叉点位置的演化和保持问题进行了深入的研究,首先,讨论了IGSO卫星交叉点位置的演化规律,给出了在地球非球形引力、日月引力摄动以及卫星入轨偏差作用下的交叉点位置的演化公式,并分析了公式的精度;接着,在对交叉点位置演化规律的分析基础上,进一步讨论了IGSO卫星交叉点位置保持策略。