卫星循环轨道与覆盖轨道的设计

本文阐述人造卫星循环轨道与覆盖轨道的一系列性质,给出确定循环轨道的方法。特别是,以循环轨道为基础,考虑轨道周期的误差,给出覆盖轨道的设计方法。     

人造卫星轨道知识

人造卫星的运行轨道为人造卫星环绕地球运动时,其质心的运动轨迹。 顺行轨道为人造卫星运行方向与地球自转方向相仿的轨道,其轨道倾角位于区间(0°,90°)。逆行轨道为人造卫星运行方向与地球自转方向相悖的轨道,其轨道倾角位于区间(90°,180°)。极地轨道为轨道倾角等于90°的轨道。     

上面级发射MEO轨道设计及运载能力优化研究

针对导航卫星中轨道（MEO）轨道提出一种上面级发射MEO轨道直接入轨设计方案,建立轨道动力学方程和轨道迭代计算模型。为优化轨道设计,将更多有效载荷送入轨道,从分析影响轨道运载能力的因素出发,应用成熟优化算法——自适应遗传算法,建立上面级发射MEO轨道优化模型,采用数值仿真方法验证设计结果和优化方法的有效性。结果表明发射轨道优化设计对运载能力有一定的提升效果,实现了最优化设计。     

金星奥秘的探索

金星在太阳系中的位置 金星是太阳系的第二个行星,轨道位于地球与水星的轨道之间。与火星轨道比较,金星轨道更靠近地球轨道。     

环月飞行器返回轨道设计与优化

针对传统月地返回轨道设计方法在从初始轨道直接转移的局限性,提出一种基于Lambert问题的月地转移轨道设计方法。该方法重新选取了轨道约束参数,并在笛卡尔坐标系下建立了返回轨道动力学模型,并基于该模型全面分析了返回轨道关于约束参数的变化特性。此外,针对带有约束条件的返回轨道优化设计问题,提出了快速收敛的函数构造法,并给出了有效的目标函数形式。以某一在轨环月飞行器的轨道参数作为初始轨道进行返回轨道计算,结果验证了所提出返回轨道设计方法以及函数构造法的有效性。     

约束条件下的Halo轨道转移轨道设计

平动点任务的转移轨道往往存在约束条件,以往的研究集中于无约束条件下的Halo轨道转移轨道设计,研究约束条件下的Halo轨道的转移轨道设计问题.首先分析了平动点任务转移轨道的约束条件,然后给出了一种约束条件下Halo轨道转移轨道设计的一般方法,重点推导了考虑轨道高度、航迹角、轨道倾角、升交点约束的微分修正公式.然后以日地L,点附近的Halo轨道为目标轨道,在约束条件下设计了其转移轨道,仿真结果验证了本文方法的有效性.     

载人登月飞行方案研究

根据载人登月任务有无地球轨道和月球轨道交会对接,将登月途径分为地球轨道交会-月球轨道交会、地球轨道交会-直接返回、地球轨道不交会-月球轨道交会,以及地球轨道不交会-月球轨道不交会四类,并对各自可能的演变登月方式进行了分析。对载人登月的质量规模及运载火箭需求进行了分析,讨论并比较了一次发射、基于环月轨道交会组装和基于近地轨道交会组装方案的时间窗口和登月方案,并给出了建议。研究可为我国载人登月任务方案选取提供参考。     

基于对数螺旋线的非开普勒轨道设计

基于形状的方法为非开普勒轨道设计提供了一种全新的研究思路。在假定轨道形状为对数螺旋线的前提下设计了拦截轨道。首先通过无量纲化处理方法推导出了对数螺旋线轨道的地心距、极角随时间的变化率与轨道设计参数q的关系式;其次结合运动方程,得到了飞行器沿对数螺旋线轨道运行时需要施加的推力加速度;接着分别针对初始轨道是圆和椭圆的情况进行机动轨道设计。给出了轨道设计的仿真算例和相关分析,结果表明对数螺旋线适宜于拦截轨道设计;当初始轨道为大偏心率椭圆时,采用此方法设计轨道,在一定相角范围内开始机动,可使飞行器运行时间短,且燃料消耗少。     

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。     

星历模型地月系统平动点拟周期轨道设计研究

为改进使用圆形限制性三体模型设计轨道时缺乏摄动分析的不足,提高轨道设计的精度,对星历模型地月系统平动点拟周期轨道设计方法进行了研究。在不设置假设条件的前提下,考虑月球真实轨道及地球、月球和太阳的影响,在地心J2000惯性坐标系中建立平动点附近航天器高精度的星历模型。以圆形限制性三体中的周期轨道作为迭代初值,用星历表数据对轨道进行拼接获得所需的拟周期轨道;用多步打靶法替代单步微分修正进行迭代,对轨道上各节点进行校正以获得所求的拟周期轨道,给出了轨道设计步骤。仿真结果表明:所提方法可有效获得地月系统平动点附近拟周期轨道,提供满足真实动力学环境的轨道,有效节约轨道保持所需的燃料。该方法有较大的工程应用价值。     

基于大幅值Lyapunov轨道稳定流形的地月转移方法

针对现有的基于不变流形地月转移轨道设计方法存在的转移时间长、需要额外速度增量的缺点,本文利用平面圆型限制性三体问题下大幅值Lyapunov轨道的稳定流形,提出了一种地月低能转移轨道设计方法。首先计算与给定近月轨道相切的大幅值Lyapunov轨道作为参考轨道;然后根据小偏差值对稳定流形的影响确定Lyapunov轨道初始点的取值范围;再通过最近点截面确定与给定近地轨道相切的Lyapunov轨道的稳定流形;最后根据稳定流形的切点调整近月轨道半径,通过一条稳定流形直接连接近地轨道与近月轨道来实现地月转移。仿真结果表明,该方法仅需要两次速度增量,在能耗较低的前提下大大减少了探测器渐近Lyapunov轨道时的飞行时间,为地月低能转移轨道的设计提供了一种新思路。     

非开普勒轨道动力学与控制

主要讨论非开普勒轨道与传统开普勒轨道的异同点,试图归纳非开普勒轨道面临的动力学与控制新问题。从设计的角度出发,给出了非开普勒轨道的定义。针对目前讨论较多的几种非开普勒轨道,总结了研究这些轨道将会面临的新问题和难题。最后,讨论了非开普勒轨道的应用。
     

任意轨道要素冻结轨道的径向小推力控制策略研究

传统的冻结轨道对轨道参数的设计有较为苛刻的要求,这在一定程度上限制了冻结轨 道的应用。利用轨道平均技术,得出了空间飞行器在J2项摄动影响下轨道要素的平 均变化率,推导了空间飞行器在径向、横向和副法向常加速度作用下轨道要素的平均变化率 ,分析了空间飞行器在径向常加速度作用下近地点幅角变化率的特点,提出了采用径向小推 力的任意轨道要素冻结轨道的两种控制策略。应用这两种控制策略,可以使任意轨道满足冻 结条件,获得任意轨道要素冻结轨道。仿真计算表明提出的任意轨道要素冻结轨道的径向小 推力控制策略是有效的。     

考虑地球扁率效应的两航天器双共切最优交会原理

轨道交会研究受控航天器与目标航天器于预定的位置和时间相会合。本文讨论按两次冲量法沿双共切椭圆轨道,使沿圆轨道运行的受控航天器实现向另一圆轨道转移并和沿该圆轨道运行的目标航天器相交会的最优方案,讨论中计及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以及是对近圆轨道的近似替代。     

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。     

航天飞机固体火箭助准器的生产过程

序言航天飞机由可重复使用的载人轨道级、推进剂氢/氧外贮箱和两个可回收重复使用的固体火箭助推器组成。它有三台液体火箭主发动机、轨道机动系统和一个货舱。该舱长18.3米米,直径4.6米,可负载29.5吨。航天飞机发射时,两台固体火箭助推器和轨道级液体火箭发动机同时燃烧。当飞行高度到达约50公里时,固体火箭助推器与飞行器分离,以后从海洋中回收。在轨道级进入轨道以前拋下外贮箱,然后利用轨道机动系统达到所要求的轨道。轨道级及其乘员和载荷将留在轨道上执行任务,一般在轨道上停留约七天,需要时,可以延至30天。当任务完成后,轨道级     

太阳帆航天器移位轨道设计

研究了太阳帆日心移位轨道的稳定性、控制律设计及轨道拼接。将柱坐标形式的太阳帆动力学方程在参考移位轨道附近线性化,得到线性变分方程。分析线性变分方程的特征值在复数平面上的位置就可以得到移位轨道的稳定性条件。设计了太阳帆日心移位轨道的控制律,并证明了控制律满足稳定性条件。该控制律仅要求太阳帆在移位轨道飞行时姿态角α保持不变。此外,太阳帆移位轨道可以与开普勒轨道相互转化,也可以与移位轨道之间相互拼接。     

同步通信卫星对运载火箭的要求

一、静止轨道卫星的发射程序通信卫星是一种静止轨道卫星,它的轨道周期等于地球自转周期,轨道面和赤道面重合。由于发射场的位置不在赤道上,发射静止轨道卫星,必须经过轨道变換才能完成,因此需要对它的发射弹道进行特殊设计。     

考虑环月交会约束的地月转移轨道设计

面向载人登月任务需要,针对着陆器地月转移轨道及环月停泊轨道设计问题进行了研究。结合月面着陆点约束条件设计环月交会轨道,分析环月停泊轨道受月球高阶引力场摄动的影响,并得到轨道根数漂移量关于不同停泊时长、不同远月点高度等因素的变化情况。以上述结果作为地月转移段的约束条件优化设计星历模型下地月转移轨道,并结合轨道根数漂移规律设计环月停泊段轨道及后续机动,从而实现转移-停泊-交会一体化轨道优化设计。在此基础上遍历不同发射时刻,搜索地月转移轨道发射窗口。该方法能够实现长时间环月停泊的着陆器转移-停泊轨道设计且可以满足大范围窗口的搜索需求。仿真校验结果表明提出的方法能够在给定约束下有效求解星历模型下着陆器地月转移及停泊轨道,为载人登月任务的轨道设计提供参考。     

基于双二体假设的载人登月自由返回轨道特性分析及设计

载人登月轨道设计是载人登月任务的基础。首先分析自由返回轨道在载人登月轨道设计中 的基础性作用;然后,给出双二体假设下自由返回轨道的计算模型;在此基础上,对自由返 回轨道的飞行时间、轨道倾角、近月距和轨道拼接点分布等参数进行特性分析。最后,给出 基于双二体假设的轨道初步设计流程和设计实例,仿真结果验证了本文提出方法的有效性。