一种卫星天文自主定轨定姿方法研究

利用安装在卫星上的太阳敏感器和紫外敏感器测量出的卫星—太阳、卫星—地球和卫星一月球方向矢量，并利用雷达测高仪测出的地心距作为观测量，提出采用广义卡尔曼滤波方法实时地确定卫星绕地球飞行的轨道，同时确定出卫星的对地姿态．对自主定轨进行了数学仿真，分析比较了采样周期、轨道倾角、轨道偏心率和轨道高度等因素对定轨精度的影响．总结了其变化规律，该方法可用于提高卫星自主定轨精度．     

载人飞船阻尼摄动模型和轨道预报精度

在正常飞行状态下，飞船保持三轴稳定和对地定向姿态，其时太阳翼指向不是气流方向，它的阻尼模型较为复杂。文章阐述了载人飞船大气阻尼摄动模型将本体和太阳翼分开处理的必要性；对中国局域网的USB跟踪测量，轨道确定和预报达到了制动返回所需要的较高精度。     

月地转移轨道快速设计与特性分析

对采用直接大气再入方式的月地转移轨道,考虑大气再入界面参数和地面落点位置约束,提出了一种基于双二体模型的快速设计方法。该方法分为内外两层迭代循环,内层循环使月心段轨道和地心段轨道在月球影响球边界处连续,并采用Lambert问题与Newton-Raphson法相集合的方法求解满足再入角约束的地心段轨道参数;外层循环通过调整地心段轨道倾角和轨道置入时间使月地转移轨道满足地面落点位置约束。分析表明,存在四种类型的月地转移轨道满足大气再入界面约束,分别为降 降型、降 升型、升 降型和升 升型。在此基础上,对四种类型月地转移轨道的近地点地心距、置入分布点、再入点分布等特性进行了分析。仿真结果验证了所提出方法的有效性。     

一种基于火箭视位置与视速度的航天器初轨确定方法

为了充分利用航天器初始轨道确定的信息源,不断完善地面测控系统定轨手段和方法,提出了一种基于火箭视位置与视速度的航天器初始轨道确定方法.首先对火箭视位置与视速度测量弹道的原理进行了分析;然后利用火箭秒节点计算机字(视速度)以及某一点的初始弹道(初始位置矢量、速度矢量),通过对火箭的运动方程进行逐秒积分,以获得每秒的位置矢量和速度矢量,再转换为弹道数据,并利用此数据直接确定航天器初始轨道.最后通过某太阳同步轨道卫星实测数据仿真计算,证明了方法的正确性和可靠性.      

空间站太阳翼振动测量中的动态杂光快速仿真方法

针对空间站柔性太阳翼振动测量相机的动态杂光快速分析需求,基于全轨道周期下日月地3种环境光源与相机光轴夹角关系、大面积柔性阵面的动态振动位移的模拟,并从点光源和面光源两类光源特性、直接入射和经太阳翼阵面一次反射后再入射两类杂光干扰途径出发,给出了大幅降低运算量的动态杂光判别算法,提升了杂光轨迹随被测对象动态变化时的仿真效率.仿真结果表明,该算法的实时性和准确性均可满足大型柔性太阳翼振动测量相机的杂光分析需求.     

航天器扫描镜成像位置误差补偿技术

研究地球静止轨道航天器两自由度扫描镜成像位置误差补偿问题,即通过对扫描角的补偿,使光轴在地球表面的成像点位置与标称位置相同,消除探测区域的位置偏差.在考虑扫描镜法线偏移、姿态偏差以及轨道误差条件下,推导了光轴成像点的地心经纬度计算公式.给出了上述3类误差的具体描述方式,并分析了各种误差对光轴成像点位置的影响关系.基于角度误差的小量假设条件,给出了扫描镜的步进角/扫描角补偿量的显式算法.针对法线偏移信息一般难以准确测量的问题,提出了一种利用扫描镜在特定工作模式下的光轴惯性空间定向能力和法线偏移的长周期特性对其进行估计的方法.仿真结果表明,所提出的补偿方案和算法能够显著提高成像点位置精度.     

基于伪距和观测量的地球同步卫星动力学定轨研究

利用伪距和观测量对同步卫星进行了动力学定轨的研究，给出了伪距和观测量的测量方程和修正方法，采用国内4个监测站的模拟数据进行了仿真计算．结果表明，采用7天弧长伪距和数据进行轨道改进及轨道外推的精度，与5天弧长数据的计算结果相当，但远优于3天数据的计算结果．在观测随机误差为3m时，7天弧长数据定轨精度约为5m，预报7天径向精度优于20m．     

一种星下点精确重访约束下的轨道设计方法

针对给定星下点的精确重访轨道设计,提出了一种已知两星下点精确重访约束下的圆回归轨道设计方法。分析了卫星的地心矢量同星下点地心矢量的关系,将精确星下点重访约束轨道设计问题转换为惯性坐标系内的一个动矢量同动坐标系内一个定矢量在惯性系下的重合问题。建立了不同轨道参数各自对应的目标函数,通过对目标函数零点的搜寻确定相应轨道参数,完成轨道设计。计算及仿真结果表明,所提出的构造目标函数并搜索零点的方法能够设计出满足约束条件的轨道,达到了预期目标。     

扇形太阳翼重复折展机构运动仿真及其功能试验

传统折叠式太阳翼体积与重量大, 采用一次性展开锁定机构易引起航天器调 姿或变轨时的颤振. 为此提出了一种新型扇形太阳翼重复折展机构. 基于 ProE/Adams联合仿真, 建立虚拟样机模型, 获取不同电机转速下扇形太阳翼转 动导板展开运动参数的变化规律, 对所研制的扇形太阳翼重复折展机构原理样 机进行展开功能试验. 对比仿真与试验结果可知, 在电机允许转速范围内调节 转速, 扇形太阳翼重复折展机构均可在规定时间内完全展开锁定, 具有重复折 展与锁解功能, 且仿真与试验数据高度吻合, 表明其符合设计要求.      

基于紫外敏感器和星敏感器的卫星自主导航

卫星利用紫外敏感器和星敏感器进行自主导航的方法中地心矢量的测量精度是影响导航精度的重要因素之一,而地心矢量的测量又受到地球扁率的影响。在考虑地球扁率的前提下,研究了地球扁率对地心矢量测量的影响,给出了基于卫星姿态的地心矢量的补偿方法。仿真结果表明该补偿方法具有较高的补偿精度,并且能有效地提高卫星自主导航精度。     

基于最小轨道交叉距离的小行星顺访探测目标预筛选方法

小行星探测有助于研究太阳系演化等重要科学问题,在深空探测任务转移途中实施小行星顺访探测可增加科学研究回报。直接通过轨道递推筛选小行星探测目标计算量大、效率低,针对该问题提出了基于最小轨道交叉距离的目标预筛选方法。在推导出适用于计算双曲线轨道的最小轨道交叉距离公式后,将此理论应用到小行星顺访探测目标筛选中。首先基于探测器与小行星轨道的形状、空间位置计算二者轨道在空间中的几何最近距离,预筛选出可能满足接近距离标准的小行星目标;然后基于轨道递推模型,筛选出真实最近距离小于可接近标准的目标小行星。仿真结果显示,基于最小轨道交叉距离的预筛选方法可有效减少计算量,降低计算时间,提高小行星顺访目标筛选的效率。      

绳索断裂对二维二次太阳翼展开过程影响分析

为识别二维二次太阳翼关键环节和预示其在轨展开故障模式，开展不同位置绳索断裂失效对太阳翼展开的影响程度分析。采用考虑绳索断裂的绳索联动轮力学模型，建立了适应于不同联动轮半径的联动轮受力模型，提出角度触发约束消除方法，解决了太阳翼第2次展开过程连续仿真问题，建立了太阳翼第2次展开动力学方程，分析了不同位置绳索断裂失效对太阳翼各板展开角度、展开构型和其他绳索张力的影响。分析表明，越靠近星体的绳索联动机构失效对太阳翼展开过程的影响越大，其中连接架上绳索联动机构失效可直接导致二维二次太阳翼在轨展开失败。     

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.      

在轨航天器地气光环境分析

为得出定量化的遥感观测地气光环境数据,建立了简化的航天器地气光分布计算模型,首先将航天器及其各类运行轨道归纳到统一的照明模式中,地气光的分布主要考察航天器轨道面与地球晨昏面的夹角,然后考察航天器在每轨中的具体相位,以建立照度的几何传递关系;随后考察太阳辐照经地表后,最终到达航天器遥感观测载荷的光照度.计算结果能反映地气光在载荷观测方向2π半球视场内的分布情况,根据分布随空间变化的具体量级,对不同的离轴角进行照度积分,可转化为对观测仪器的地气光抑制能力要求.      

深远空连续推进动力与施图林格解的解析

针对太阳系远深距离的探测将是人类下一阶段深空探测活动的主要目标。这一目标的实现依赖于探测器连续推进动力技术的突破。从描述连续常值推力下太空飞行的施图林格解出发,对其中反映的深远空飞行任务有效载荷比、任务时间、飞行距离等关键参数与发动机性能之间的关系进行了深入分析。给出了在特定任务时长、特定飞行距离要求下发动机比冲、功率需要满足的条件及其对有效载荷比、最终飞行速度等指标的影响。此外,基于二体轨道动力学对太阳系行星探测的大椭圆转移轨道和转移能量进行了推导,并对连续推力的太阳帆任务方案涉及的关键技术指标做了理论性的计算。这些结论是对深空探测连续推力方案基础理论的归纳,可以为我国未来开展深远空探测活动提供重要的启发和指导。     

Comparison of the transport codes HZETRN,HETC and FLUKA for a solar particle event

The protection of astronauts and instrumentation from galactic cosmic rays and solar particle events is one of the primary constraints associated with mission planning in low earth orbit or deep space. To help satisfy this constraint, several computational tools have been developed to analyze the effectiveness of various shielding materials and structures exposed to space radiation. These tools are now being carefully scrutinized through a systematic effort of verification, validation, and uncertainty quantification. In this benchmark study, the deterministic transport code HZETRN is compared to the Monte Carlo transport codes HETC-HEDS and FLUKA for a 30 g/cm² water target protected by a 20 g/cm² aluminum shield exposed to a parameterization of the February 1956 solar particle event. Neutron and proton fluences as well as dose and dose equivalent are compared at various depths in the water target. The regions of agreement and disagreement between the three codes are quantified and discussed, and recommendations for future work are given.     

卫星对空间目标悬停的轨道动力学与控制方法研究

首先,给出了卫星悬停的轨道动力学模型,然后提出了悬停轨道的一种"持续式"的开路轨道控制策略,即通过在一段时间对轨道实施连续有限推力控制,使得在这段时间内卫星运行在新的悬停轨道上,而非开普勒轨道。最后,以地球静止轨道卫星为目标星,研究了悬停轨道的实施途径,并进行了数学仿真。仿真结果表明,在一段时间内对空间目标实施轨道悬停是可行的。     

追踪及凝视状态下地气光对空间目标成像影响

为了分析不同探测方式下地气光辐射对空间目标成像特性的影响,利用卫星仿真工具包(satellite tool kit,STK)设计了一个以地球同步轨道(geosynchronous orbit,GEO)卫星与中轨道(medium orbit,MEO)卫星上搭载的可见光成像器为探测平台,以高椭圆轨道(highly elli...     

Time-optimal trajectories to circumsolar space using solar electric propulsion

The aim of this paper is to explore the capabilities of a solar electric propelled spacecraft on a mission towards circumsolar space. Using an indirect approach, the paper investigates minimum time of transfer (direct) trajectories from an initial heliocentric parking orbit to a desired final heliocentric target orbit, with a low perihelion radius and a high orbital inclination. The simulation results are then collected into graphs and tables for a trade-off analysis of the main mission parameters. Finally, a comparison of the performance between a solar electric and a (photonic) solar sail based spacecraft is discussed.