追踪星跟踪空间非合作目标的相对轨道设计

对空间非合作目标跟踪飞行可以执行观测或监视等任务。首先从一般性出发对追踪星与非合作目标之间的椭圆轨道相对运动方程进行分析,给出具有任意初始条件的相对运动方程解析表达式。其次,对追踪星沿航向跟踪目标并考虑约束条件时的相对轨道设计进行分析后,给出设计追踪星轨道的方法,该方法使得追踪星在保持对地定向的同时也满足测量敏感器的约束条件。最后通过数学仿真进行了验证。     

太阳同步卫星的轨道设计

在轨道六要素的基础上，分析了卫星太阳同步轨道设计时降(升)交点地方时、升交点赤经，以及冻结轨道参数等的确定方法。并给出了在轨道交点周期、回归圈数、回归周期、重复周期和其他因素等约束条件下的轨道设计要点。最后给出了一个轨道高度750～800km，卫星太阳同步轨道、冻结轨道和回归轨道的算例。     

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。     

多重覆盖的定倾角最佳星座的设计

采用覆盖带技术，在全球多重连续覆盖、定倾角的条件下进行了星座设计。星座形式采用１８０°升交点分布，并考虑相邻轨道间卫星的相对相位。文章给出了必要的约束条件和解算方法，并在设计结果上有了较大的改进。     

多重覆盖的定倾角最佳星座的设计

采用覆盖带技术,在全球多重连续覆盖、定倾角的条件下进行了星座设计。星座形式采用180°升交点分布,并考虑相邻轨道问卫星的相对相位。文章给出了必要的约束条件和解算方法,并在设计结果上有了较大的改进。     

关于卫星运动的交点周期

卫星运动的交点周期是近地卫星特别是对地观测卫星轨道的一个重要而基本的参数,国内有些出版物中关于这个参数的表达式是有问题的,在轨道设计中也常常由于采用了不正确的表达式而使结果产生差误。本文简要阐述了这个概念,并给出了它的正确的表达式。     

对地观测卫星太阳同步轨道的快速设计方法

对地观测卫星轨道具有全球目标覆盖和太阳同步两种特性，通过设计轨道周期和轨道倾角可以获得这些特性，为此，给出了一种能十分简便，快速地完成轨道初步设计的方法，为轨道精密复算和开展卫星姿态控制等分系统设计提供技术支持，此外还揭示了星载探测仪器在地面上产生的扫描带的分布排列规律，分析了轨道衰减和复升问题，最后给出一个算例。     

利用连续推力的人工太阳同步轨道设计方法

针对人工太阳同步轨道的设计方法进行研究,通过施加法向连续推力调整升交点赤经（RAAN）变化率。首次推导了升交点赤经在变方向推力作用下的周期摄动平均值的精确计算公式,解决了已有近似方法对相关轨道参数的取值范围存在限制的问题,并给出了对应的轨道倾角周期摄动平均值计算公式。在分析J2项摄动对升交点赤经影响的基础上,给出了所需的法向连续推力幅值和一个轨道周期内对应的速度增量的计算方法。通过数值仿真,校验了计算公式的正确性,分析了实现人工太阳同步轨道的连续法向推力对轨道倾角的影响,给出了连续推力幅值随轨道参数的变化规律,并且提出了未来工程任务的应用建议。     

升力式航天器太阳同步冻结回归轨道保持策略

针对超低轨道升力式航天器对地观察的优势及其高机动特性，设计了一种近地点位于临近空间的太阳同步冻结回归轨道，并对气动力辅助与发动机推力相结合的轨道保持策略进行了研究。策略将轨道保持过程分为3个阶段：第1阶段自远地点飞向大气层，不施加控制；第2阶段在大气层内飞行，通过控制攻角和倾侧角调整航天器所受气动力，小幅改变轨道的升交点赤经；第3阶段自跃出大气层到远地点，利用轨控发动机调整轨道参数，回到远地点时除升交点赤经其他轨道参数不变。以燃料最省为性能指标，对轨道保持策略进行了仿真分析，结果表明可以实现14.7天太阳同步冻结回归轨道的在轨运行。     

组合体与飞船联合轨道维持

通过组合体与飞船联合轨道维持解决了组合体和飞船轨道多特征参数的控制问题。建立了升交点经度、轨道高度和偏心率的控制方程以及基于时间关联特性的升交点赤经和制动点高度耦合控制方程和偏心率保持的双冲量耦合控制方程。结合组合体与飞船的飞行特点,制定了组合体轨道维持实现升交点赤经和轨道偏心率以及飞船轨道维持实现制动点高度的联合控制策略。耦合控制方程使得组合体和飞船轨道维持的控制量分配合理,融合了各次控制之间存在的耦合影响,设计了联合轨道维持策略迭代计算流程。基于神舟九号交会对接飞行过程,通过多组仿真算例校验了组合体与飞船轨道多特征参数的联合优化控制,具有较好的工程应用价值。     

Design of satellite constellations with continuous coverage on elliptic orbits of <Emphasis Type="Italic">Molniya</Emphasis> type

New methods of choosing the structures of satellite constellations (SC) on elliptical orbits of the Molniya type are presented. The methods, using critical inclination and putting the orbit apogee in the Earth’s hemisphere with an area of continuous coverage, are based on geometrical analysis of two-dimensional representation of the coverage conditions and SC motion in the space of inertial longitude of the orbit ascending node and time. The coverage conditions are represented in the form of a certain region. Dynamics of all satellites in this space is represented by uniform motion along a straight line approximately parallel to the ordinate axis, while the satellite system forms a grid. The problem of choosing a minimal (as far as the number of satellites is concerned) SC configuration can be formulated as a search for the most sparse grid. The contemporary advanced methods of computational geometry serve as an algorithmic basis for the problem solution. Design of SC for continuous coverage of latitude belts with the use of kinematically regular systems is considered. A method of analyzing single-track systems for continuous coverage of arbitrary geographic regions is described, which makes a region at any time instant observable by at least one satellite of the system. As an example, SC on elliptical orbits are considered with periods of ～4, 12, and 24 hours.     

多目标多约束组合体与飞船轨道维持优化

针对天宫二号/神舟十一号任务组合体运行与飞船返回要求,建立了升交点经度、轨道偏心率、指定时刻轨道高度及速度倾角等多目标特征参数的控制方程;根据组合体至飞船撤离准备各阶段的飞行特点,分析了近圆轨道偏心率中长期演化情况以及飞船返回双脉冲控制量随控制时间的变化规律,提出了通过两次组合体与飞船联合规划来满足不同约束的控制策略;根据撤离后飞船、天宫以及伴星的相对运动关系研究了结合规避控制的飞船双脉冲维持优化控制方案。最后依据神舟十一号任务的飞行过程,设计算例验证了该方法的有效性,具有较好的工程应用价值。     

卫星热设计中β角在不同轨道下的变化规律分析

阳光矢量与卫星轨道平面之间夹角是卫星热控设计中至关重要的一个设计参数,其不仅与到达卫星表面的阳光热流密度密切相关,也与到达卫星表面的地球反射热流密度密切相关。文章根据β角的变化规律将传统意义上的轨道分为了同步轨道和非同步轨道两种,并结合升黄赤经夹角的变化规律分析了不同轨道下β角的变化规律,以及相应的热设计特点。     

Spacecraft Injection into a Heliocentric Terrestrial Orbit

We consider the problem of injection of a spacecraft into the heliocentric Earth's orbit ahead and/or behind the Earth by 60° and 120° in heliographic longitude. The range of solar and astrophysical problems for which these orbits are necessary is reviewed. The variants of injection into heliocentric orbits work from a low around-Earth orbit with one turn-on of the engine in this orbit and one turn-on at the end of the injection trajectory. In this case, it turns out to be more profitable to put spacecraft into orbit for three or even four revolutions of the Earth about the Sun. The velocities necessary for the start from a low around-Earth orbit, the velocities at the final point of injection, and the fuel mass (relative to the spacecraft mass) necessary for injection are estimated. The problems for which injection to similar orbits is executed, using the low-thrust engine and with a combined regime of injection, are also considered.     

升交点赤经与轨道倾角对地球同步卫星地影的影响

为精确预报地球同步卫星地影，根据其发生原理用仿真分析法研究了升交点赤经和轨道倾角两个因素对地影的影响，给出了地影延续时间和最长日期变化等天数曲线。在实际的同步卫星长期管理中运用这些规律，取得了良好的效果。     

低轨卫星倾斜轨道设计及优化

根据有效载荷性能和任务需求对低轨卫星的倾斜回归圆轨道设计进行了研究,以升交点赤经为参数,对1个回归周期内特定目标的覆盖性能指标进行了优化。算例表明:卫星对地面目标点的覆盖率可达0.977 5。如需对多个目标点或目标区域进行观测,可在此基础上增加目标点再作优化设计,以获得最佳覆盖性能。