月地转移轨道快速设计方法

月地转移轨道设计一般分为初步轨道设计和精确轨道设计.其中,初步轨道设计的准确性是确保后续精确轨道设计收敛的关键.提出了一种基于Lambert算法的月地转移轨道快速设计方法.以出月球影响球的时刻、位置和速度为中间变量,将轨道分为地心段和月心段分别进行计算.将探测器飞出月球影响球至指定再入点的地心段轨道简化为一个Lambert问题进行求解,提出了通过牛顿迭代法求解月地转移轨道Lambert问题的方法,避免了Lambert问题求解时大量的超几何函数和级数计算,提高了计算效率.在月心段轨道的快速计算中,提出了根据探测器出影响球速度矢量、月球停泊轨道倾角和近月点高度计算月心双曲线轨道根数的新方法.通过迭代计算,使得两段轨道在月球影响球处的位置和速度连续,从而获得一条完整的满足两端约束的双二体月地转移轨道.该方法计算速度快,精度相对较高.计算结果可以作为后续精确轨道设计的初值.      

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。     

航天器交会绝对导航向相对导航过渡阶段的分析与设计

对航天器交会寻的段不同的机动模式,考虑相对导航最远联络距离、最晚联络开始时间以及最早轨道圆化机动时间等约束条件,阐述绝对导航向相对导航的过渡阶段(即介于调相段与寻的段之间的漂移段)的设计问题,包括漂移段终点与相对导航联络点位置的确定以及漂移段起点位置偏差分析,建立了漂移段起点标称位置与调相段机动速度偏差的关系式,给出漂移段起点标称位置范围及调整方法。     

基于CEI的航天器交会对接段的轨道监控

文章探讨了CEI技术在飞船交会对接远程导引段的实时监控的能力,采用单一绝对滤波器的方案进行实时轨道计算,仿真结果表明：采用滤波稳定后固定模糊度的方法可以提高轨道的滤波解精度,相对轨道位置精度可达十米级,速度精度可达厘米每秒级,满足远程导引段的精度指标。     

航天器交会飞行设计方法研究

针对半自主飞行追踪星,阐述航天器交会总体设计方法。根据对接点的地理位置范围、共面轨道倾角以及目标星轨道周期与追踪星入轨点地理位置,确定交会飞行时间和两星初始相位差范围。考虑最小轨道机动动力要求与飞行轨迹安全性等因素,并兼顾地面测控条件,设计追踪星远程导引段与相对导航段的轨道机动与飞行轨迹,特别是选择与比较不同的初始轨道、调相轨道与漂移轨道以及保持点停泊时间与最终逼近段飞行时间等交会飞行要素,调整飞行时间、相位差与对接点位置,确定最佳交会飞行方案,完成空间交会任务。     

解析:怎样在月球轨道"交货"

第一阶段 引路:最初,轨返组合体和上升器相距甚远,要想实现对接,首先得找到对方.这就需要彼此建立联系,告知对方位置.在引导下,轨返组合体加速去寻找上升器,两者顺利接上头. 交会段分为远程导引段和近程自主控制段. 从上升器进入交会对接初始轨道,到上升器位于轨返组合体前方约50公里、上方10公里左右的位置,为远程导引段,时...     

气动力辅助椭圆轨道转移技术研究

研究了两种共面椭圆轨道最优转移方法--基于单纯推力的双脉冲对称转移和基于气动力辅助变轨技术的协同机动方法。推导了双脉冲对称转移问题中转移椭圆轨道的求解公式,采用遗传算法求解最优变轨点位置,给出了变轨脉冲的计算方法。将气动力辅助对称转移过程分为3段：真空飞行段、大气飞行段、真空飞行段。以能量最小为性能指标,将大气飞行段轨迹优化问题转化为标准最优控制问题模型,并利用Gauss伪谱法进行求解,得到“巡航+滑行+巡航+滑行”的大气最优飞行轨迹。最后对两种转移方法进行详细比较,指出初始椭圆轨道近地点越接近大气层,气动力辅助对称转移方法比双脉冲对称转移方法越节省能量。     

一种基于B平面参数的深空天体接近段自主轨道控制方法

针对深空探测接近目标天体段轨道,提出了以B平面参数为制导目标参数的自主轨道控制方法.由自主导航系统确定探测器的当前位置和速度,通过精确轨道动力学积分外推到目标天体的近心点得到B平面误差,利用线性制导公式计算出修正轨道需要的速度增量,并用误差椭圆来统计修正后B平面误差.以火星探测为例进行蒙特卡罗仿真,验证了该方法的正确性.     

在静止轨道上放置更多卫星的一种新方法

<正> 随着卫星通信和广播的迅猛发展,地球同步轨道(以下简称同步轨道)上的卫星日益增多,愈来愈拥挤,据不完全统计,同步轨道上的卫星已超过100颗以上。导致了国际上同步轨道定点位置的争夺也愈来愈激烈,颇有同步轨道资源危机之感。如何在赤道上空放置更多的卫星,来解决空间轨道资源不足的问题,人们都在积极探索和寻求新的途径,来提高轨道和频谱的有效利用。除采用空间波束复用、极化复用频率     

中国Ku频段直播卫星轨道和频率资源利用方案探讨(下)

6　中国电视直播卫星基本参数要求6.1　电视直播卫星设计思路( 1 )轨道位置。各轨道位置各自实现全国覆盖。( 2 )频率范围。各轨道位置每波束实现全频段 ( 1 1 .7GHz～ 1 2 .2 GHz)覆盖。( 3 )波束覆盖。各轨道位置采用单波束全国覆盖。某些地区有需要 ,可另设小波束。( 4)等效全向辐射功率。它应足够大 ,以保证国内相当大区域内天线口径小到0 .4 5m的个体接收电视单收站仍能收到符合质量要求的电视节目。6.2　电视直播卫星可用的卫星平台我国已研制成功了性能较好的中功率地球静止卫星平台 ,并正在研制高性能的大功率地球静止卫星平台。…     

基于视线矢量测量的火星接近段自主导航算法

为了实现中国首次火星探测接近段的自主导航,设计一种基于视线矢量测量的自主导航算法,以测量火星视线单位矢量为唯一观测量,在轨道动力学及星-火间几何关系的基础上,详细推导出了探测器位置矢量模的表达式,并进一步推导出探测器位置及速度矢量的表达式,建立自主导航算法.通过仿真验证,分别对闭合轨道和双曲线轨道下基于三视线测量自主导航算法的表现进行比较分析.     

以单片机为基础的并行相关帧同步器

介绍了一种采用并行相关技术实现的可变速率、可变帧长的帧同步器。它以８０３１单片机为基础采用硬件、软件相结合的方法实现主帧、副帧同步。并根据理论计算，得出容错门限、校核帧数。和保护帧数卢。该帧同步器已成功地运用于中国通信卫星ＤＦＨ－３在主动轨道段和过渡轨道段遥测数据的解调。     

中国Ku频段直播卫星轨道和频率资源利用方案探讨(上)

1　中国分配到卫星广播业务的轨道和频率资源□□国际电信联盟(ITU)于2000年5月8日～6月2日,在土耳其伊斯坦布尔举行了2000年世界无线电通信大会(WRC-2000)。会上对卫星广播业务(BSS)的轨道和频率资源进行了重新规划。在此规划中,中国分配到一定数量的轨道和频率资源1.1　分配到的轨道位置和频率资源(1)轨道位置4个,即62°E、92.2°E、122°E、134°E;(2)卫星发射波束8个,每个轨道位置2个;(3)卫星接收波束9个,其中122°E轨道位置3个,其余每个轨道位置2个;(4)卫星发射频道96个,每个发射波束12个频道;(5)卫星接收频道96个,122°E轨道位…     

巴西卫星(包含补偿贸易和技术转移条件的合同)

巴西卫星的最佳轨道定点位置(巴西中部帕拉州上空),已被其它国家的卫星占用。巴西不得不把它的国内卫星定点在巴西西部上空,靠近哥伦比亚和委内瑞拉边界的亚马逊州的东北部上空。巴西技术人员认为,这个定点位置对卫星通信应用影响不大。     

载人月球极地探测定点返回轨道设计

针对载人月球极地探测任务,对定点返回轨道优化设计问题进行了研究。根据月球极地轨道的特性,介绍了三种返回轨道机动方案。结合三脉冲变轨方案,采用了从初步计算到精确计算的串行求解策略,对定点返回轨道进行优化设计。初步计算阶段,建立了基于近月点伪参数的三段二体拼接模型,将三脉冲机动段与月球逃逸段解耦,求解轨道初值;精确计算阶段,提出了两段拼接方法,分别进行逆向和正向高精度数值积分。经过仿真测试,验证了该策略求解的有效性和准确性。最后,通过大量的仿真计算,分析了定点返回轨道的特性。研究结论对未来载人月球极地探测定点返回轨道方案的设计具有重要的参考价值。     

基于电推进卫星飞往Halo轨道的转移轨道研究

利用电推进及轨道力学的特性实现节能优化,将限制性三体问题中的稳定不变流形与小推力轨道优化相结合,研究全电推进卫星从地球停泊轨道飞向日地拉格朗日L2点Halo轨道的低消耗转移轨道.航天器的转移轨道分为逃逸段、拼接段与无动力滑行段.在逃逸段卫星沿速度方向加速脱离地球引力,拼接段采用Radau伪谱法进行优化,使航天器以最短时间到达目标Halo轨道的稳定不变流形上,随后航天器电推进系统关机,沿稳定不变流形无动力滑行至目标轨道.基于雅克比积分常数给出拼接段轨道初始猜测值,以先提高切向方向航天器能量避免了全程优化离散点过多难以求解的问题.仿真结果表明,该方法收敛速度较快,对平动点工程任务的初期轨道特性计算具有实际意义.      

地球同步轨道卫星混合推进转移轨道特性分析

以地球同步轨道卫星转移轨道设计为背景，针对全化学推进燃料消耗大和全电推进转移时间长的问题，开展了化学 电混合推进转移轨道优化设计与特性分析。首先，讨论了轨道倾角和近地点幅角变化对混合推进转移轨道的影响。研究表明，在混合推进优化设计中需要将轨道倾角作为优化变量之一。然后，以近地点半径、远地点半径、轨道倾角为优化变量生成搜索网格，得到过渡轨道集。针对每条过渡轨道，构建化学推进转移段和电推进转移段。其中化学推进段采用单圈兰伯特转移解算，电推进段采用混合法优化。最后，以燃料消耗和转移时间为指标，在搜索域内开展解算分析，研究了混合推进轨道在整个搜索域内的变化趋势。该方法可以提供具有不同燃料消耗和转移时间的混合推进转移解集，拓宽了解空间，可供轨道设计人员根据任务约束灵活选用。     

地-月L2点中继星月球近旁转移轨道设计

位于地月L2点周期轨道的中继星将首次为"嫦娥4号"月球背面着陆探测任务提供通信中继服务。中继星转移轨道设计是中继任务实施的关键环节。针对中继星转移轨道存在转移时间、近月点高度和halo轨道振幅等约束条件,系统研究了基于月球近旁的地月L2点转移轨道设计方法。首先基于限制性三体模型,分析了halo轨道族与着陆点可见性关系;然后将月球近旁转移轨道分为地月直接转移段和地月动平衡点附近周期轨道拟流形入轨转移段,采用带有状态约束的微分修正算法对这两段轨道进行拼接,得到了从地球附近至目标轨道族的月球近旁转移轨道;最后,针对南族halo轨道分析了halo轨道振幅和月球飞越高度对转移轨道设计的影响,以及转移轨道的入轨相位分布。仿真结果表明:月球近旁转移轨道设计方案具备工程上的可行性与优越性。该方案可以为实际工程任务和应用提供参考。     

卫星轨道维持方法

人造地球卫星的轨道由于大气阻力和地球引力场等因素的摄动,其形状和近地点位置将不断改变。本文提供一种保持轨道形状和近地点位置不变的控制方法。     

静止轨道卫星东西位置保持控制参数的优化方法

为提高静止轨道卫星东西位置保持的轨道控制精度,提出一种优化轨道控制参数和推进剂消耗量估算的方法.这种方法考虑卫星轨道机动期间其姿态控制喷气对卫星轨道的摄动力,据此对位置保持参数中的轨控推力器点火时间进行补偿,并根据所有推力器的喷气时间估算推进剂消耗量,以修正轨控策略,实现更加精准的轨道控制效果.以在轨运行的静止轨道卫星的多次向西位置保持的变轨参数优化过程为实例,验证本方法的有效性和正确性,可应用于后续静止轨道卫星东西位置的实际操作中.