不同高度范围月球卫星轨道受摄分析

目前月球探测任务具有多样性,需要采用不同高度的月球卫星轨道,因此研究摄动力对不同高度月球卫星轨道的影响具有重要意义.文章首先分析了月球非球形摄动、地球引力摄动和太阳引力摄动三种摄动力大小随高度的变化规律.在此基础上,仿真计算了这三种摄动对不同高度月球卫星轨道的影响,得到了轨道要素和近月点高度在不同轨道高度范围内随这三种摄动力的变化规律.最后在近月点高度为百米级精度的条件下,给出了不同高度范围需要考虑的摄动力,为新型月球任务轨道设计和轨道控制提供参考.     

低高度环月卫星轨道摄动分析和计算

研究了各种摄动因素对低月球卫星轨道的影响,通过建立环月轨道的计算模型,编制了相应的计算程序;分析了各种状态下低高度月球卫星圆轨道的摄动情况,并对极圆轨道月球卫星的摄动情况进行研究。通过算例及求解结果分析,验证了文中方法的可行性和正确性。该方法对于我国探月工程的轨道设计和计算具有重要的理论意义和参考价值。     

提高低轨道卫星预报精度的一个方法

为了提高卫星预报精度 ,采用了与其他人不同的方法 :从IRV资料 (欧洲提供预报的卫星三维坐标和速度分量的资料 ;使用的坐标系随着地球转动 ,x轴指向地球经度零点 )求出初始轨道根数 .用多圈IRV资料或SLR (卫星激光测距 )资料进行轨道改进求出更好的轨道根数a、i、Ω、ξ =esinω ,η =ecosω和l=M +ω .与三维坐标和速度相比 ,用这些轨道根数作为数值积分基本变量 ,可减少内插多项式的次数 .本法的x轴指向平春分点 ,以减少世界时改正值UT1-UTC的预报值误差影响 .用最新的SLR资料改进卫星轨道 .预报时 ,计算的地球球谐阶、次扩展到 2 0× 2 0 ;日、月坐标精度提高到 2′ ,以进一步提高日、月摄动的计算精度 .光压摄动、大气摄动、坐标系和极移的影响均已考虑 .改进的预报有利于白天SLR .本法已编成程序并在上海天文台SLR站 4 86 /6 6微机上实现 .机外操作一次就可执行从初始轨道、观测资料处理和滤波计算卫星的各种摄动、数值积分、轨道改正、内插和快速计算卫星地面视坐标的全部任务     

小推力轨道机动最优控制研究

研究航天器在小推力的作用下,椭圆轨道最优转移的一种解析解法.在牛顿中心力场中,采用地心惯性坐标系,选用合适的轨道根数,忽略其它摄动的影响,建立航天器转移的状态方程.应用Pontryagin极大值原理建立航天器最优推力加速度的控制方程,对方程进行合理的简化,只考虑它们的一次项,忽略其它的高次项,从状态方程中得出小推力对轨道根数产生的摄动影响,然后分别对它们进行积分,从而得到最优转移轨道的解析解.     

基于对偶四元数的航天器单目视觉导航算法

为了估计两航天器的相对姿态与轨道运动,利用对偶数推导并给出了航天器相对动力学方程,该方程一体化描述了航天器的相对运动,考虑了姿态与轨道之间的耦合影响.在对偶代数框架内,基于目标航天器的特征线在视觉相机平面的投影建立了导航算法的测量模型.最后通过对系统动力学模型以及测量模型的线性化,应用EKF滤波算法对航天器的相对运动状态进行了估计.仿真结果表明,本文的算法能对航天器相对运动进行较高精度的估计,且收敛速度较快.     

粒子群算法的航天器初始轨道优化模型

为提高航天器发射段的初始轨道确定精度,及时精确地进行早期轨道段的测控,满足航天器用户的需求,提出一种基于粒子群优化算法的航天器初始轨道确定方法,将各种冗余备份设备的测量数据及测量精度等作为航天器初始轨道确定的输入元素,建立优化算法模型,以粒子群算法确定最优轨道.实验结果表明:大量实时冗余备份的不同测量精度、不同测量体制...     

简谐正弦磁压力对电磁发射轨道的瞬态响应

为解决电磁发射轨道发射精度不够高及炮筒使用年限不够长的难题,将电磁炮发射轨道模拟为移动载荷作用下弹性基础上的简支梁,利用欧拉梁理论建立了梁的力学模型;借助积分变换及逆变换和计算留数等方法,推导出简谐压力作用下轨道梁瞬态响应解析解;借助MATLAB软件分析了粘滞外阻尼系数、摩擦阻尼系数、弹性系数对梁的瞬态动力响应的影响。计算分析表明:轨道梁的挠度随黏滞外阻尼系数的增大而减小;随着材料应变阻尼系数的增大而增大;而弹性系数对挠度的影响不太明显,挠度曲线随着弹性系数的增加而呈下降的趋势。     

考虑J2项摄动的小推力燃料最优转移轨道设计

为优化得到考虑地球扁率J2项摄动影响的小推力燃料最优转移轨道,提出了一种3次同伦方法.构造较简单的采用"线性引力",且不考虑J2项摄动的大推力能量最优转移轨道作为同伦初始问题.引入3个同伦参数,分别对动力学模型、推力大小和性能指标进行同伦,根据极小值原理推导得到同伦过程中的最优控制律,并通过跟踪同伦参数的连续变化求解一系列的同伦迭代子问题,分别得到J2摄动模型下的大推力能量最优转移轨道和小推力能量最优转移轨道,并最终优化得到小推力燃料最优转移轨道.以航天器与位于太阳同步轨道的碎片的交会任务为算例进行数值仿真,验证所提出的3次同伦方法在求解J2项摄动影响下的小推力燃料最优转移轨道优化问题中的有效性.结果表明,利用打靶法容易对同伦初始问题进行求解,在同伦过程中能连续稳定地跟踪同伦参数,进而得到所需的燃料最优小推力转移轨道,利用该方法能有效地解决J2项摄动导致的非线性强、推力小、转移圈数多等原因所导致的一般数值优化算法不易收敛的难题.     

分离模块航天器自适应队形保持控制

针对分离模块航天器队形保持控制问题,采用模块航天器集群飞行动力学高精度模型,并考虑模块质量的不确定性和外部摄动干扰,设计了一种自适应队形保持控制器,实现了模块轨迹对标称轨道的跟踪,数值仿真验证了该控制器的有效性。     

引力引起的空间站轨道与姿态耦合动力学方程的建立和计算

在重力作为耦合源的情况下,本文建立了适合于数值计算的空间站轨道与姿态耦合动力学方程,摄动因素计及了J_2、J_3、J_4、J_5、J_6球带调谐项的影响,姿态运动的参考轨道取为空间站的有摄轨道。计算结果表明了所建耦合动力学模型的数值实用性。     

一种基于引力场线性化的制导方法

文章针对航天器连续推力轨道机动过程中各种摄动误差的修正问题,提出了最优补偿系数的引力场线性化闭环制导方法。按照力的性质可将摄动力分为保守摄动力和非保守摄动力。通过对保守摄动力进行简化,给出了力的线性表达式,在此基础上基于引力场线性化方法,将惯性系下航天器受摄运动方程转化为线性形式,推导出了以摄动引起的位置偏差为反馈量的闭环制导加速度的表达式。之后考虑非保守摄动力(也即大气阻力),通过引入补偿系数,并利用遗传算法对补偿系数进行优化,得到修正的闭环制导加速度表达式。文中所提的制导方法可用于各种空间轨道机动过程中摄动误差的修正,以交会为例进行了仿真,结果表明修正后的轨道能够很好地跟踪理想轨道,且交会精度高。     

Atmospheric Drag Perturbation in an Autonomous Orbit Determination for Satellite

In this paper, an autonomous orbit determination method for satellite using a large field of view star sensor is presented. The simulation of orbit under atmospheric drag perturbation are given with expanded Kalman filtering.The large field of view star sensor has the same precision as star sensor and a sufficient filed of view. Therefore ,the refraction stars can be observed more accurately in real time. The geometric relation between the refracted starlight and the earth can be determined by tangent altitude of the refraction starlight. And then the earth center can be determined in satellite body frame. The simulation shows that the precision of the mean square deviation of satellite‘s position and velocity is 5m and 0.01m/s respectively. The calculated decrement of the semi-major axis in one day is close to the theoretical result, and the absolute error is in the range of decimeter when the altitude of orbit is 750 km. The simulateion of orbit of different initial semi-major axis shows that the higher the altitude of orbit is, the smaller the decrement of the semi-major axis is, and when the altitude of orbit is 1700 km the decimeter of the semi-major axis is 10^-7km.     

摄动椭圆参考轨道编队相对运动方程

基于高斯摄动方程,推导了卫星在同时考虑J2和大气摄动情况下的轨道根数变化方程。然后,引入虚拟参考卫星的概念,通过将真实卫星在虚拟参考卫星附近作一阶展开的方式,分析真实卫星相对于虚拟参考卫星的运动情况,进而获得一种在同时考虑J2和大气摄动情况下的线性时变编队相对运动模型。最后,将数值仿真结果与STK高精度轨道预报模块作对比,结果表明:本文算法可较为准确地预测椭圆参考轨道编队(编队构形不大于10 km)的构形变化情况,从而验证了算法的有效性。     

Atmospheric density determination using high-accuracy satellite GPS data

Atmospheric drag is the main source of error in the determination and prediction of the orbit of low Earth orbit(LEO) satellites;however, empirical models that are used to account for this often have density errors of around 15%-30%. Atmospheric density determination has thus become an important topic for researchers. Based on the relationship between the atmospheric drag force and the decay of the semi-major axis of the orbit, we derived atmospheric density along the trajectory of challenging mini-satellite payload(CHAMP) satellite with its rapid science orbit(RSO) data. Three primary parameters—the ratio of cross-sectional area to mass, the drag coefficient, and the decay of the semi-major axis caused by atmospheric drag—were calculated. We also analyse the source of the error and made a comparison between the GPS-derived and reference density. The result for December 2, 2008,showed that the mean error of the GPS-derived density could be decreased from 29.21% to 9.20%, if the time span adopted for the process of computation was increased from 10 min to 50 min. The result for the entire month of December indicated that a density precision of 10% could be achieved, when the time span meets the condition that the amplitude of the decay of the semi-major axis is much greater than its standard deviation.     

航天器轨道机动策略研究

通过分析追踪飞行器（追踪器）与目标飞行器（目标器）在空间的相对位置关系，给出攻击目标器时追踪器不同的轨道机动方式。基于共面情况下的3种轨道机动方式，提出了追踪器的5种轨道机动策略，并针对各个机动策略建立了相应的数学模型，对追踪器的机动能量和时间消耗进行了计算分析，确定了在不同轨道高度及相位时追踪器打击不同轨道高度目标器的最优轨道机动策略。     

卫星编队队形重构变轨方案

为提高整个卫星编队系统的轨道寿命,采用将备份卫星部署于较高轨道的编队结构以减少大气阻力的耗散。针对备份卫星进入编队时需从较高轨道机动至低轨道的情况,设计了霍曼转移变轨和主动调相变轨方案。通过仿真实验验证了2种方案的有效性,对比结果表明:霍曼转移方案节省燃料,但耗时多;主动调相变轨方案可减少变轨时间,但消耗燃料多。     

Spacecraft motion analysis about rapid rotating small body

0　INTRODUCTIONExploringsmallbodiessuchascometsandasteroidsisoneofthemostsophisticatedmissionscurrentlybeinginvestigatedindeepspaceexploration .Butinformationofasmallbodysuchasshape ,mass ,densitycompositionandrotationaldynamicislittleknown .Soit’sachallengetoanalysisthestabilityoforbitaroundasmallbody .NEARmissionofAPLandROSETTAplanofESAre quiredtoanalysisstabilityoforbitaroundasmallbody .Thisattractedalotofresearcherstostudyonthedynami calenvironment ,orbitalstablecharacterizati…     

壁湍流周期性吹吸减阻的实验研究

为了研究局部周期性吹吸小扰动对湍流边界层的影响和湍流相干结构减阻控制机理,用实验方法研究了局部周期性吹吸小扰动与湍流边界层的相互作用.采用热线测速技术精细测量了施加吹扰动前后平板湍流边界层不同法向位置的流向、法向和展向速度分量的时间序列信号;通过测量扰动源下游近壁区域平均速度剖面的变化,发现在扰动下游一定空间范围内,粘性底层增厚和壁面减阻;通过对湍流度变化的分析,发现扰动影响猝发的发生;此外通过对展向平均涡量变化的分析发现,在扰动下游形成了2个定常的、强度相似的、大尺度的展向涡,它们起到流体滚动轴承的作用,减小了壁面摩擦阻力.