使用遗传算法和B平面参数进行月球探测器地月转移轨道设计

通过遗传算法和B平面参数对月球探测器地月转移轨道进行了设计和计算，计算结果表明，结合遗传算法和B平面参数可以很好地解决探月轨道搜索的全局性和快速收敛性问题。     

向月飞行轨道误差分析

根据月球探测器向月飞行轨道动力学方程式得到了飞行轨道误差的迭代方程,采用协方差分析方法对轨道初始误差误差源造成的轨道误差进行了分析,结合具体算例,给出了探测器初始轨道位置和速度误差引起的向月飞行轨道误差的时间历程和轨道终点误差。计算结果表明,若发射环月卫星,必须进行多次中途轨道修正。     

CZ-4C探月任务多星发射结构总体方案

为了建立嫦娥四号探测器在月球背面与地球之间的通信,并利用月球背面良好的低频辐射环境开展低频射电天文观测,根据嫦娥四号工程要求,需要发射一颗中继星及两颗月球轨道编队超长波天文观测微卫星至地月转移轨道.这是CZ-4C运载火箭首次被用于探月任务,为适应探月轨道一箭三星发射及未来深空探测任务需求,CZ-4C运载火箭针对探月任务...     

长征五号运载火箭探火轨道高精度制导技术

长征五号火箭发射天问一号探测器进入地火转移轨道(探火轨道),是中国航天60年来首次冲出地球束缚、奔向火星.针对长征五号运载火箭将有效载荷送入地火转移轨道的适应性难题,提出了一种适应探火轨道的高精度制导技术,并给出了制导设计方案及相应的仿真结果.长征五号火箭探火轨道高精度制导技术实现了火星探测器的高精度入轨,入轨指标达到了工程任务要求的百分之三的量级,标志着中国火箭具备执行地外行星探测任务的能力.     

基于速度增益制导的大椭圆转移中段制导方法研究

针对大椭圆转移中初始偏差和长时间飞行中摄动因素导致的方法偏差较大的现象,需进行中段轨道修正。基于显式制导的思路,采用速度增益制导,研究了考虑项摄动有限推力条件下的中段轨道修正方法,并通过优化修正时间设计了终端偏差小、燃料消耗少的中段修正优化轨道。针对不同初始偏差工况通过数学建模仿真进行了验证,结果表明该方法可行。     

基于连续小推力转移的小行星防御轨道设计与仿真

人类发现的小行星越来越多,为应对小行星碰撞地球,国内外许多学者开展了动能撞击防御技术的研究,有学者基于脉冲转移方案开展了Apophis小行星动能撞击轨道优化设计。采用连续小推力直接转移方案对Apophis小行星动能撞击进行轨道设计和仿真。结果表明,新方案对发射时地球的位置敏感度较低,所有窗口下最优转移轨道的飞行时间都接近于最大允许飞行时间;撞击时Apophis的轨道相位均在近日点一侧,此时Apophis的轨道速度较高,有利于得到较大的撞击速度。通过对新设计方案和脉冲直接转移方案的设计结果进行比较,新方案实现的Apophis速度增量约为脉冲转移方案的1.78倍。     

日-地系拉格朗日点任务及其转移轨道设计方法

绕日-地系拉格朗日点的深空探测任务越来越多,这些任务的目标轨道一般为Halo轨道或Lissajous轨道.介绍了3种从地球停泊轨道出发到拉格朗日点的转移轨道设计方法,并进行了对比.最后以Az=-800 000 km的Halo轨道为例,验证了直接转移轨道设计方法的有效性.     

在轨飞行器轨道漂移图像补偿方案研究

分析了在轨飞行器轨道漂移对目标成像位置的影响,以及由此产生的目标定位误差;利用已知地标的成像位置,可以确定轨道漂移的量,从而对目标图像进行补偿修正,提高目标定位精度.数学仿真表明该图像补偿方案能够提高在轨飞行器目标定位精度.     

月球探测器转移轨道特性

利用双二体模型分析了发射月球探测器的有关轨道特性;对地月转移轨道是否与白道共面两种情况作了讨论;阐述了探测器在地月空间飞行的几何关系和原理;并给出了部分计算公式.通过数字仿真,得到了一些有用的结论.计算结果表明,探测器到达月球影响球边界上的位置(入口角λ1)的选取,不仅可以决定发射月球探测器所需要的总速度,也可以决定总飞行时间.     

基于B平面参数偏差最小二乘的火星探测轨道设计

提出以 B 平面参数偏差的二范数为指标,通过迭代最小二乘设计火星探测轨道的方法。首先,通过圆锥曲线拼接猜测控制变量、目标变量初值,之后辅以微分修正,开展火星探测轨道精确设计。算例表明：研究方法只需3~10次迭代即可收敛,目标 B 平面参数位置偏差为米级,时间偏差达到秒级。此外该方法对不同探火机会有较强适应性,亦可推广至多天体借力飞行轨道设计和中途制导等领域。     

预定目标的在轨服务飞行器待机轨道分析

为确定单艘在轨服务飞行器(on-orbit Service Vehicle,OSV)针对预定目标的待机轨道,综合轨道动力学和球面几何学原理,利用经典二体动力学模型、霍曼转移轨道模型以及球面三角几何关系,设置具体实例分析OSV针对低、中、高轨道目标的待机轨道选择方法,得到轨道平面调整的能耗和变轨位置与目标轨道平面参数的变化关系,提出待机轨道参数优化的一般思路。该研究可为OSV实施"一对一"在轨服务的待机轨道选择提供理论依据。     

基于轨道倾角约束的小行星探测弹、轨道拼接设计研究

设计一个完整的小行星探测轨道方案需要分别对整条轨迹中的弹道段和轨道段进行优化并拼接。目前拼接设计方法中对弹道段终点约束考虑不足、设计效率低。基于实际弹道运算数据计算了指定运载火箭发射弹道对停泊轨道倾角的约束形式,并研究了火箭偏航能力和射向变化对弹道-轨道拼接后无量纲运载能力的影响。结果表明,算例中的健神星探测窗口不适合低轨道倾角发射弹道。考虑一般情况,高轨道倾角发射弹道可以更好适应飞出地球引力影响球的深空探测类任务需求。根据研究结果,提出了对未来深空探测运载火箭的设计需求。     

NASA低温推进剂长期在轨贮存与传输技术验证及启示

液氢/液氧低温推进剂被认为是目前进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂,但其沸点低,低温推进剂长期在轨蒸发量控制及贮箱压力控制等成为核心技术难题。结合国内外研究情况,分析了美国近年来低温推进剂长期在轨贮存与传输关键技术及地面试验,重点探讨了主动制冷技术、大面积冷屏技术及其他被动热控技术相结合的技术方案,给出了低温推进剂长期在轨贮存与传输技术的未来发展趋势。     

空间站轨道参数选择

该文以飞船作为天地往返运输器，从空间站轨道维持和补给所需的推进剂最少出发，对空间站轨道参数进行了优选，结果表明，当空间站质量增加时，空间站最佳运行高度应该提高，而当空间站补给次数增加时，其最佳运行高度应该下降。对８吨和１８吨空间站，补给间隔分别为３个月、半年和一年的６种方案，空间站的最佳运行高度在３７０ｋｍ至５２０ｋｍ之间。     

月球探测的初步设想

介绍了国内外月球探测的历史、现状及发展趋势，分析了我国当前的技术基础，提出了我国月球探测的初步技术方案及设想。     

对地观测小卫星的轨道设计及目标覆盖仿真

依据对地观测小卫星的应用特点,选择太阳同步圆轨道,在轨道六根数的基础上分析轨道设计时轨道高度与轨道倾角、交点周期、视场角与对地观测幅宽、空间分辨率的关系以及降交点地方时和升交点赤经的确定方法;最后利用STK(卫星仿真工具包)仿真软件对轨道高度为560.92 km以及502.59 km的太阳同步回归轨道卫星进行指定目标观测的仿真。     

状态信息和轨道信息下的非合作目标精密跟踪技术

针对随机脉冲推力控制下的空间机动目标跟踪问题,提出一种基于状态信息和轨道信息的实时跟踪算法。该算法通过基于机动推力a-β动力学模型和改进当前统计模型的并行计算滤波器,完成空间非合作目标高精度实时跟踪。同时,利用直观的轨道信息,完成机动检测,采取重置滤波参数的方式获得更快的收敛速度和稳健性。仿真实验表明该算法可有效检测机动,实现了对非合作目标机动目标的轨道确定,具有一定的工程实用性。     

非线性融合模型的弹道估计精度评定

针对处理测量数据的非线性融合模型所估计出的弹道参数,在分离出模型误差的基础上，考虑了模型误差和随机误差对弹道估计精度的影响，并利用Monte Car-lo的方法评估经融合处理所得弹道的估计精度。     

GEO 卫星星载GPS 定轨的抗差积分滤波方法

针对星载GPS确定GEO卫星轨道时观测个数有限和观测值易存在粗差的问题,综合运用抗差估计原理和轨道滤波方法,提出了抗差积分滤波方法。抗差积分滤波方法融合卫星的运动学信息和星载GPS观测信息,不受观测数据的限制,能够得到连续的轨道解并抵抗粗差的影响。笔者推导了抗差滤波的基本公式,给出了抗差积分滤波的递推公式,并以FY-2D卫星为例进行了仿真实验。实验结果表明：该方法能提高定轨精度,降低粗差的对定轨结果的影响。